Você está certo, a cauda horizontal de um avião convencional parece ter uma incidência maior, mas o ângulo de ataque real é menor que o da asa.
A asa, voando à frente da cauda, produz o downwash, de modo que o fluxo no local da cauda tem um componente descendente distinto. O ângulo de downwash pode ser calculado a partir do coeficiente de sustentação e da geometria da aeronave: Para simplificar as coisas, vamos supor que a asa esteja atuando no ar com a densidade $ \ rho $ fluindo com a velocidade $ v $ através de um círculo com diâmetro igual ao span $ b $ da asa. Se olharmos apenas para este tubo de fluxo, o fluxo de massa é $$ \ frac {dm} {dt} = \ frac {b ^ 2} {4} \ cdot \ pi \ cdot \ rho \ cdot v $$
Levante $ L $ é então a mudança de impulso que é causada pela asa e igual ao peso. Com a velocidade do ar para baixo $ v_z $ dada pela asa, a sustentação é: $$ L = \ frac {b ^ 2} {4} \ cdot \ pi \ cdot \ rho \ cdot v \ cdot v_z = S \ cdot c_L \ cdot \ frac {v ^ 2} {2} \ cdot \ rho $$
$ S $ é a área da asa e $ c_L $ o coeficiente geral de elevação. Se agora resolvermos a velocidade do ar vertical, obtemos $ v_z = \ frac {S \ cdot c_L \ cdot \ frac {v ^ 2} {2} \ cdot \ rho} {\ frac {b ^ 2} {4 } \ cdot \ pi \ cdot \ rho \ cdot v} = \ frac {2 \ cdot c_L \ cdot v} {\ pi \ cdot AR} $$ com $ AR = \ frac {b ^ 2} {S} $ a relação de aspecto da asa. Agora podemos dividir a velocidade vertical pela velocidade do ar para calcular o ângulo pelo qual o ar foi desviado pela asa. Vamos chamá-lo de $ \ alpha_w $: $$ \ alpha_w = arctan \ left (\ frac {v_z} {v} \ right) = arctan \ left (\ frac {2 \ cdot c_L} {\ pi \ cdot AR} \ right ) $$ Um coeficiente de elevação de cruzeiro de avião típico é de 0,4, e uma relação de aspecto típica é de cerca de 8: Isso resulta em um ângulo de quase 2 ° se a distribuição de sustentação sobre o vão for elíptica. Na realidade, é mais triangular, então o ângulo de descida é maior perto do centro da aeronave. Observe que as naceles do mecanismo do O DC-9 e o MD-80 são inclinados 3 ° para alinhá-los com o fluxo local.
O ângulo de ataque resultante é menor por aqueles 3 °, e se a diferença do ângulo de ataque entre asa e cauda for menor que isso, a superfície da cauda aparecerá inclinada para cima. Para alcançar a estabilidade estática, a cauda terá que voar um pouco menor ângulo de ataque que a asa .