Меню

Как измерить угол атаки



Угол атаки и аэродинамические силы. Раскрываем маленький секрет.

Привет!

Сегодня небольшая статья для восстановления порядка в понятиях. Хотя основной принцип моих рассказов – максимальная простота, но, видимо, от парочки-другой аэродинамических определений нам все равно никуда не деться. Однако уж совсем в дебри мы конечно не полезем, я думаю… 🙂 Итак начнем.

Определение угла атаки

Говорить будем для удобства об уже известном нам профиле крыла, и вы уже знаете, что это справедливо для крыла в целом.

В одной из предыдущих статей мы говорили о подъемной силе, образующейся при обтекании несимметричного профиля, расположенного для простоты понимания параллельно потоку (т.е. упрощенный вариант). На самом деле любое крыло ( т.е. само собой профиль) расположено под углом к нему. Таким образом существует такое очень важное понятие, как угол атаки. Определим его поточнее.

Минимальное расстояние по прямой от носика профиля до его законцовки (между точками А и В) – это хорда профиля. А угол между хордой и направлением движения набегающего потока – это и есть угол атаки α. Поток при этом рассматриваем спокойным, то есть невозмущенным. На будущее замечу, что поток может быть ламинарным, когда он течет плавно, без перемешивания близлежащих слоев и турбулентным, когда возникают вихри и перемешивание слоев.

И вот здесь можно раскрыть маленький секрет :-). На самом деле нет подъемной силы, как самостоятельной величины. Но я здесь вас, конечно, не обманывал. Просто кроме подъемной (Y) есть еще одна сила аэродинамического характера. Это сила сопротивления воздуха (X). Сопротивление имеет немалую величину и особенно при наличии угла атаки ее нельзя не учитывать. Обе эти силы в сумме составляют величину, которая называется полная аэродинамическая сила (R). Вот она-то как раз и воздействует на профиль крыла. Приложена она в точке с названием центр давления. Почему давления? Потому что воздух «давит» на профиль посредством этой самой силы.

С введением понятия угол атаки возникает еще одна вещь, которая очень важна и о ней нельзя не упомянуть. При движении профиля под углом к набегающему потоку этот поток как бы скашивается и приобретает некоторое движение вниз. Поскольку воздух имеет определенную массу, то по закону сохранения импульса на профиль будет действовать сила, направленная в обратном направлении (т.е. практически вверх), и от величины этой массы зависящая. Она тоже будет участвовать в формировании полной аэродинамической силы, а значит и подъемной силы профиля, хотя ясно, что сама она имеет несколько иную природу образования, нежели та, о которой мы говорили здесь.

При обтекании профиля (как несимметричного, так и любого другого) эти два вида подъемной силы как бы дополняют друг друга, причем решающую роль (по величине) теперь играет сила, возникающая в результате наличия угла атаки . Подъемная сила, возникающая согласно закону Бернулли играет уже второстепенную роль, что и происходит на реальном самолете.

Благодаря этому явлению, летать может практически любая, даже плоская пластинка. Для этого одно требование: должен быть угол атаки. Как только пластина становится непараллельной набегающему потоку, сразу возникают вышеупомянутые аэродинамические силы и процесс пошел… Вот какое вобщем-то важное понятие, оказывается угол атаки.

Заканчивая эту статью, скажу, как и раньше. Мы сегодня упомянули всего несколько терминов и определений из королевы авиационных наук аэродинамики. Всего лишь упомянули! На самом же деле эта наука настолько же сложна, насколько и интересна. Однако восхитительная красота авиации доступна любому человеку, даже несведущему в аэродинамике… 🙂

P.S. В заключение предлагаю посмотреть небольшой ролик, неплохо иллюстрирующий обтекание профиля в зависимости от угла атаки и силы, действующие на него. Красным показано повышенное давление, синим пониженное.

Источник

Измерители углов атака и скольжения

Как уже отмечалось, скорость самолета является величиной векторной. Для определения вектора скорости необходимо знать его модуль я направление, которое в связанное системе координат опре­деляется углами атаки α и скольжения β.

Информация об углах атаки я скольжения необходима такие для решения задач пилотирования и навигации. Кроме того, при опреде­ленных (недопустимых) углах атаки возникают опасные режимы полета, сигнал по углу α в этих случаях может выдаваться в канал высоты системы автоматического управления.

На современных самолетах для измерения углов атака и сколь­жения используется аэрометрический метод. Чувствительным элемен­том измерителей угла атаки в скольжения является флюгер, свобод­но вращающийся вокруг оси я устанавливающийся по потоку набегаю­щего воздуха.

Флюгерные датчики могут быть совмещены с приемниками воздушного давления (рис. 11) или выполнены как отдельный прибор.

Рис. 11. Флюгерные датчики, установленные на ПВД

С осями флюгеров 1, 2 внутри датчика связаны щетки потенциометров, включенных в мостовую схему. При отклонении флюгера от среднего положения сигнал рассогласования, снимаемый с потенциометра, после усиления отрабатывается двигателем типа ДИД-0,5.

В настоящее время на самолетах устанавливаются датчики углов атаки типа ДУА-3. Показывающие приборы выполняются в виде указателей, угла атаки (УУА), сигнализаторов угла атака (СУА), а также совмещенных указателей углов атаки и перегрузок (УУАП).

Сигнализатор угла атаки (СУА) предназначен для выдачи летчику предупредительного сигнала о выходе самолета на предельно допустимый угол атаки. СУА работает совместно с датчиком угла атаки (ДУА) флюгерного типа и указателем угла атака (УУА).

Индикация текущих углов атака осуществляется с помощью указателя углов атаки (УУА).

Указатель угла атаки и перегрузки (УУАП) предназначен для индикации текущих значений местного угла атаки α и нормальной перегрузки ny, дискретных предельно допустимых значений местного угла атаки αдоп и нормальной перегрузки nудоп , а также включения предупреждающей сигнализации при выходе самолета на предельно допустимые значения местного угла атаки αдоп и нормальной перегрузки nудоп.

Читайте также:  Лазерные термометры для измерения температуры вред

В комплект УУАП входят: датчик нормальных перегрузок (ДП), блок усиления и коммутации (БУК), указатель углов атаки и пере­грузок (УАП).

В УУАП можно выделить четыре канала индикации, два из которых являются непрерывными каналами индикации α и nу, а два — дискретными каналами индикации αдоп и nудоп.

Каждый непрерывный канал индикации представляет собой следя­щую систему, включающую потенциометр датчика (ДУА или ДП), усили­тель У, электродвигатель М и потенциометр обратной связи ПОС.

В дискретных каналах индикации вместо потенциометра соответствующего датчика включены потенциометры — задатчики дискретных значений. В канале αдоп имеется восемь задатчиков, а в канале nудоп — пять. Переключение задатчиков осуществляется с помощью коммутационных реле в зависимости от режима полета по командам от самолетных систем. Дискретные значения αдоп и nудоп сравнивают­ся с текущими значениями α и nу в блоках сравнения. При подходе α или nу к αдоп или nудоп на выходе блока сравнения появляется импульсное напряжение частотой f = 2-4 Гц и загорается сигнальная лампа.

Выдача предупредительных сигналов осуществляется с учетом производных и , что позволяет своевременно предупредить летчика о подходе к критическому режиму полета.

Работоспособность УУАП на земле и в полете проверяется с помощью встроенного контроля.

Погрешности индикации углов атаки рассмотренных указателей не превышают ± 1,5град без учета погрешностей датчиков.

Вывод: указатели скольжения и углов атаки используются непосредственно для пилотирования и обеспечения устойчивости и безопасности при пилотировании на предельных режимах. Так же данная информация используется на автопилотах для выдерживания режима полёта.

Источник

Измеритель углов атаки

Характеристика актуальности проблемы повышения надежности и безопасности полетов. Изучение особенностей расчета угла атаки – основного аэродинамического параметра, определяющего поведение летательного аппарата в воздухе и его пилотажные характеристики.

Рубрика Физика и энергетика
Вид курсовая работа
Язык русский
Дата добавления 28.03.2015
Размер файла 2,9 M

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ

КАФЕДРА КОМПЬЮТЕРНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ АЭРОКОСМИЧЕСКИХ ИЗМЕРИТЕЛЬНО-ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫХ КОМПЛЕКСОВ

КУРСОВАЯ РАБОТА (ПРОЕКТ)

ИЗМЕРИТЕЛЬ УГЛОВ АТАКИ


ПО ДИСЦИПЛИНЕ: АВИАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ ИЗМЕРИТЕЛЬНО-ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЕ КОМПЛЕКСЫ


Санкт-Петербург 2013 год


Введение


атака угол аппарат летательный


Полеты самолетов и вертолетов осуществляются в пределах атмосферы, где выполнение основных полетных задач связано с пилотированием по вектору воздушной скорости, положение которого в скоростной системе координат определяется аэродинамическими углами — углами атаки и скольжения.


Угол атаки является основным аэродинамическим параметром, определяющим поведение летательного аппарата (ЛА) в воздухе и его пилотажные характеристики. Сигналы по углу атаки используют как основные при предупреждении и предотвращении критических режимов полета, для улучшения устойчивости и управляемости ЛА, при реализации адаптивной аэродинамики крыла и управлении тягой двигателей, при управлении ракетным и стрелковым оружием, при решении ряда оперативно-тактических задач. Наличие достоверной информации по аэродинамическим углам позволяет наиболее полно использовать летно-технические возможности ЛА, обеспечить безопасность и эффективность полетов.


Проблема повышения безопасности и эффективности полетов в настоящее время обуславливает актуальность задачи измерения углов атаки со среднеквадратической погрешностью уДа = -0,1. 0,3° практически с начала разбега и до посадки, особенно при совершении ЛА пространственных маневров. Угол атаки а — угол между продольной осью самолета Ох и проекцией вектора воздушной скорости V на плоскость симметрии уОх связанной системы координат. Угол скольжения р измеряют между вектором воздушной скорости V и плоскостью симметрии самолета уОх.


Рис. 1. Положение угла атаки б


Диапазон рабочих углов атаки самолета находится в пределах -20. 40°, углов скольжения — ±15. 20°. На режимах сверхманевренности верхний предел диапазона измерения угла атаки самолета возрастает до +90. 120°. Для самолетов с вертикальным взлетом и посадкой угол может изменяться в диапазоне ±70.. .±90°.


Для определения аэродинамических характеристик на самолетах применяются измерители аэродинамических углов. Различают местный и истинный аэродинамические углы. Под местным (локальным) понимают такой угол, который характеризует отклонение потока воздуха относительно оси ЛА в том месте, где установлен его измеритель. Под истинным углом понимают теоретический аэродинамический угол по основному определению угла атаки и скольжения, которые определяют в целом ориентацию строительной оси ЛA относительно вектора воздушной скорости.


Приближенно значение истинного аэрометрического угла атаки можно определить по аналитической зависимости:


аи = Ка * ам+ ау


где: Ка — аэродинамический коэффициент, ау — значение начального установочного угла атаки, К — аэродинамический коэффициент, М — число Маха, р — угол скольжения, ам — значение местного угла, измеренное ДАУ. Постоянство коэффициентов Ка и К определяется правильным выбором места установки датчика. Значение этих коэффициентов определяются методом наименьших квадратов на основе полетных измерений угла атаки и расчетом истинного угла атаки для конкретного ЛА.


Измерители аэродинамических углов можно разделить на три класса:


1. Зондовые измерители различных принципов действия и конструкций, определяющие местные (локальные) направления набегающего воздушного потока в точке размещения зонда с последующим пересчетом значений местного угла в истинный.


2. Аналитические измерители, определяющие истинные значения аэродинамических углов путем решения уравнений движения ДА относительно этих углов. Имеется в виду, что в алгоритмах вычислителя содержатся переменные величины скорости, ускорения, массы, числа Маха, измеренные бортовыми датчиками и системами.


3. Комплексные измерители, объединяющие различные типы зондовых и аналитических измерителей.


Наибольшее применение нашли зондовые измерители местного угла атаки, благодаря возможности созданию новых и модернизации известных конструкций с целью повышения их точности и обеспечения непрерывного контроля исправности.


Методы измерения угла атаки


Измеритель аэродинамических углов флюгерный


Измеритель аэродинамических углов флюгерный предназначен для измерения местных аэродинамических углов — угла атаки а и угла скольжения в. Характерной его особенностью является то, что в качестве первичного преобразователя (чувствительного элемента) используется зонд в виде флюгарки, которая чаще всего представляет собой симметричный клин с малым углом, вынесенный за пределы пограничного слоя ЛА. Под действием аэродинамических сил флюгер ориентируется по направлению набегающего на него воздушного потока и угловое положение флюгера относительно направления продольной оси ЛА определяет величину аэродинамического угла в месте установки датчика. Корпус датчика закрепляется на обшивке вблизи носовой части ЛА, где условия обтекания и, следовательно, измеряемый местный аэродинамический угол слабо зависит от скорости и высоты полета, состояния окружающей среды и других внешних факторов. При измерении угла атаки для исключения влияния скольжения ЛА обычно используют два датчика, установленные по правому и левому борту.


Рис. 2. Внешний вид датчиков аэродинамических углов флюгерный:


а — ДАУ-12, б — ДАУ-85, 1 — корпус, 2 — отверстия крепежные, 3 — фиксатор, 4 — противовес, 5 — флюгарка, 6 — паз крепежный.


ДАУ-Ф устанавливается на фюзеляже или на крыле ЛА, на их цилиндрических ровных поверхностях и там, где искажения потока минимальны. Кроме того, флюгарка должна выступать за пределы пограничного слоя в том месте, где установлен датчик. Форму флюгера в плане и его габариты определяют из соображений максимальной подъемной силы (чувствительности к скосу потока), максимального момента инерции и диапазона скоростей полета.


Таблица 1


Плюсы этого измерителя в их относительной простоте, невысокой стоимости и удобстве обслуживания, благодаря чему, они широко распространены.


Существенными недостатками следует считать низкую точность на малых скоростях полета ЛА и малую полосу пропускания частот.


Измеритель аэродинамических углов пневматический.


Пневматический (щелевой) измеритель аэродинамических углов является вторым по распространенности измерителем после флюгерного.


Рис. 3. Внешний вид датчик аэродинамических углов пневматического: 1 — чехол;2 — зонд; 3 — фланец крепления; 4 — корпус


Как и флюгерный измеритель пневматический измеряет местные аэродинамические углы. Принципиальными отличиями между ними являются повышенные динамические характеристики, более корректная форма чувствительного элемента и повышенная чувствительность к скосу потока воздуха на малых скоростях полета пневматического измерителя.


К особенностям пневматического измерителя относятся принцип образования движущего момента. Если во флюгерном измерителе образование движущего момента связано с подъемной силой крыла в воздушном потоке, то в пневматическом измерителе движущий момент зависит от характера обтекания чувствительного элемента и перепада давления, воздействующего на крыльчатки, что приводит к повышенной чувствительности измерителя к скосам потока.


К недостаткам следует отнести пониженную надежность из-за возможности засорения в процессе эксплуатации пневматических трактов и более высокую сложность, по сравнению с флюгерным измерителем.


Американские специалисты фирмы Теледайн (Teledine) и английские специалисты фирмы Ферранти (Ferranti) разработали механические ДАУ-П с коническими зондами для скоростных ЛА.


Привлекательность конусного ДАУ-П состоит в следующем:


-более аккуратное аэродинамическое тело в виде конуса с меньшим лобовым сопротивлением в потоке воздуха за обшивкой ЛA,


-волновой кризис в районе щелей зонда наступает при больших значения числа Маха.


К недостаткам конусного ДАУ следует отнести:


-технологические трудности размещения элементов обогрева в зонде,


-заниженная чувствительность из-за уменьшения коэффициента формы.


Измеритель аэродинамических углов совмещенный.


Побудительными факторами для исследования и разработки совмещенных измерителей аэродинамических углов (ДУАС) является попытка совершенствования метрологических и массогабаритных характеристик, повышение безопасности полета ЛА и сокращение материальных затрат при испытании ЛА.


Совмещенный измеритель аэродинамических углов предназначен для одновременного измерения местных углов атаки, скольжения, полного и статического давлений.


Рис. 4. Внешний вид датчика ДУАС


ДУАС и ДУАС-ПВД используется для измерения аэродинамических параметров в полете вертолетов и самолетов. Для этого они с помощью штанги выносятся вперед фюзеляжа в относительно спокойную зону воздушного потока.


При использовании данного датчика значительно повышается точность восприятия давлений и измерения углов атаки и скольжения за счет выноса конструкций датчика за пределы обшивки ЛA в воздушный невозмущенный поток на специальной штанге. При этом уменьшается общая масса приборов и число элементов конструкции, выступающих за пределы обшивки ЛА. Этот тип измерителя часто применяется при исследовании новых типов ЛA и сравнительных испытаниях других типов бортовых ДАУ и ПВД.


Совмещенные измерители аэродинамических углов решают проблему одновременного точного измерения местных аэродинамических углов и восприятия давления полного и статического в их широких диапазонах. Кроме того, эти измерители обладают достаточной универсальностью, что позволяет устанавливать их на различных ЛА без дополнительной собственной доработки и дорогостоящей тарировки.


Претензии к приборам ДУАС и ДУАС-ПВД могут быть следующие:

· Они искажают аэродинамику ЛА;

Читайте также:  Памятка обучение пациента измерению ад

· Затеняют обзор пилотам пространства впереди ЛА;

· Не исключена возможность срыва конструкции ДУАС — штанга с самолета;

· Узкий диапазон углов атаки и скольжения (±15°), где восприятие давлений осуществляется с приемлемой точностью. За пределом этого диапазона угловая погрешность ПВД растет катастрофически.

В связи с этим чаще всего в штатном варианте ДУАС и ДУАС-ПВД устанавливаются на вертолетах, где другие варианты датчиков не могут работать, и сверхзвуковых самолетах. На других JTA эти приборы используются в качестве эталонных при испытаниях бортовых типов измерителей аэродинамических параметров (установленных на фюзеляже).

Измеритель аэродинамических углов сферический.

Сферический измеритель аэродинамических углов предназначен, как и выше рассмотренные, для измерения местных углов. В нем используются аэродинамические свойства сферы (шара) в воздушном потоке. Этим он схож с пневматическом датчиком, когда в качестве зонда применена в нем сфера.

Основным его отличием от всех рассмотренных измерителей является отсутствие вращающихся частей конструкции. Иногда такой измеритель называют много дырочным в связи с тем, что в сфере делается много отверстий — дырок. Частым вариантом сферического измерителя является полусферический зонд с пятью отверстиями.

Рис. 5. Полусферический зонд с пятью отверстиями для измерения направления потока воздуха

Идея создания сферического датчика появилась в конце 20-х годов XX века для восприятия давления под разными углами. Уже тогда было установлено, чту чувствительность приемников давления в виде сферы максимальна, если угол наклонных отверстий составляет с центральной осью приемника от 40 до 45 градусов на дозвуковых скоростях.

Распространенное применение эти датчики получили при лабораторных исследованиях воздушных потоков, например, для измерения параметров потоков газов в системах сгорания. При этом самым распространенным оказался совмещенный измеритель, который совмещает в себе приемники полного, статического давлений и измеритель направления потока воздуха по аналогии с ДАУС. Зонд такого измерителя представляет собой комбинацию ПВД с полусферой в его головной части с пятью отверстиями.

Читайте также:  Формула измерения давления воздуха

Положительные качества этого датчика это надежность, в связи с отсутствием вращающихся частей конструкции, малые габариты и малая масса.

Отрицательные — это невозможность применения этого датчика на серийных маневренных ДА, в связи с большой стоимостью, не универсальностью и ограниченностью рабочих аэродинамических углов в пределах 60-65 градусов, необходимость тщательной тарировки датчика в аэродинамический трубе с частью JIA, где он установлен. Поэтому сферические датчики не могут быть универсальными и применяются они только в лабораторных исследованиях и на уникальных JIA типа космических кораблей многоразового использования Шатл и Буран.

Измеритель аэродинамических углов меточный.

С помощью рассмотренных выше вариантов ДАУ практически решены задачи в пределах измерения местных аэродинамических углов, кроме одной существенной проблемы, которая заключается в том, что все их конструкции имеют части, выступающие за пределы обшивки JIA. Выступающие элементы конструкции ухудшают аэродинамику ЛА, отнимают части тяги его двигателя и в целом понижают надежность бортовых систем.

Измеритель аэродинамических углов меточный имеет единственное отличие от рассмотренных выше — отсутствие громоздкой конструкции зонда в потоке. Носителем информации является электрическая метка, которая движется со средней скоростью в потоке, отслеживая и его направление. Меточный измеритель углов относится также к измерителям местных аэродинамических углов.

Мерой скорости в потоке является время пролета меткой постоянного расстояния L между электродами 1 и 3 (рис. 6).

Рис. 6. Принципиальная схема меточного измерителя: 1 — электроды генератора меток, 2 — метка, 3 — приемный электрод, L — мерная база

Источником искровой метки являются два электрода из никеля или вольфрама, на которые с генератора периодически подаются импульсы высокого напряжения. Электроды помещаются непосредственно в поток воздуха. В процессе электрического разряда возникает ионизация воздуха, находящегося между электродами. Ионное облачко уносится потоком воздуха к приемному электроду по мерной базе L. Чаще всего метка носит явно выраженный положительный заряд. Метка имеет малые размеры, которые определяются межэлектродным расстоянием разрядника генератора меток.

Для надежного измерения аэродинамических параметров метка- носитель информации должна обладать следующими качествами:

· Иметь малые геометрические размеры,

· Иметь электрическую природу образования,

· Иметь ярко выраженные свои границы,

· Иметь ярко выраженный заряд (чаще положительный),

· Иметь способность наводить сигнал для ее регистрации при полете на большом расстоянии над регистратором,

· Иметь большую мощность сигнала,

· Иметь достаточное время существования в своих геометрических размерах.

Выбор метода измерения угла атаки

Я выбираю флюгерный датчик аэродинамических углов, так как он самый простой в исполнении, он до сих пор широко используется в авиации, следовательно его параметры, надежность и точность до сих пор актуальны.

Разработка функциональной и структурной схем устройства

Рис. 7. Структурная схема датчика измерителя угла атаки, где чувствительный элемент — флюгарка, измерительный преобразователь — потенциометр, АЦП — аналоговый преобразователь

Рис. 8. Функциональная схема датчика измерителя угла атаки

Выбор элементов датчика

Выбор производиться из условия заданной погрешности. При измерении углов ±20є, погрешность не должна составлять ±1є, что соответствует 5%, следовательно на каждый элемент будет отводиться по ?1,5% погрешности.

Выбор флюгарки зависит от измеряемых углов и скорости, на которой будет проводиться измерение. угол атаки сильнее всего меняется при маневрах и во время взлета, набора высоты, снижения и посадки, что соответствует скоростям меньше 1 Маха. Для данных параметров подходит флюгарка с прямоугольной трапецией в плане. Она имеет симметричный клин в профиле и угол стреловидности ч=0(прямое крыло). Эта флюгарка подходит для измерения скоростей до 1 Маха. Ее момент инерции J?5,152*10 -4 кг*м 2 . Ее масса составляет 100г.

Ее выбор основан на том, что она уже давно используется в таком датчике, как ДАУ-85. Она прошла многочисленные эксплуатационные опыты, которые доказали ее точность и надежность.

Погрешность потенциометра зависит от количества витков и называется витковой погрешностью. Она находится, как ; зная что она должна не превышать 1,5%, можно рассчитать минимальное количество витков и оно будет равно щ?34 витка. Из готовых потенциометров, ближайшим является потенциометр 16К1-500. Количество витков — 100, полное сопротивление 500 Ом. Его характеристики приведены на рисунках 9 и 10.

Рис. 9. Зависимости сопротивления от поворота движка

Рис. 10. Основные характеристики потенциометра.

Его максимальная мощность, на которую он рассчитан, равна 0,2 Вт. Используя авиационную сеть постоянного тока, напряжение которой равно 27 В, получим 1,8 Вт, следовательно нужно добавить резистор из условия , получается R?3645 Ом. Из стандартных изделий выбираем резистор CF-25 (С1-4) 0.25 Вт, 3.9 кОм.

Погрешность АЦП зависит от его разрядности оацп ?. Подставив 1,5%, получим разрядность n>5. Выбираем 8 разрядный ADC0831CCN PDIP8 с корпусом типа DIP8, диапазон рабочих температур -20..80 о С.


Рис. 11. Внешний вид и размеры выбранного АЦП


Рис. 12. Разводка АЦП


Расчет статических характеристик


Статические погрешности обусловлены инструментальными погрешностями, которые можно посчитать.

Источник