Kapitoly z historie ruského (sovětského) letectví – Aeroflot a jeho stroje
V padesátých létech se zdálo zcela logickým, že letectví se bude dále rozvíjet pouze využitím turbínových motorů. Předpokládalo se, že proces využití nových pohonných jednotek, který byl zahájen konstruováním letadel pro dlouhé a střední tratě se přenese i do oblasti regionální a místní letecké dopravy. V tomto období byly na těchto tratích využívány pístové IL-12 a modernější IL-14. Pro svoji nenáročnost byl stále velice oblíben i LI-2.
V roce 1957 představila konstrukční kancelář O. K. Antonova studii 32 – 40 místného turbovrtulového letadla pro krátké a střední tratě. Letadlo mělo operovat z malých letišť s travnatými nebo ne příliš kvalitními betonovými povrchy vzletově-přistávacích drah. Jeho letové charakteristiky skýtaly záruku úspěšného provozu na vysokohorských letištích a ve velkém rozsahu provozních teplot.
Rada ministrů SSSR, na základě Rozhodnutí № 1417—656 z 18. prosince 1957, uložila konstrukční kanceláři Antonova takové letadlo zkonstruovat a připravit do výroby. Dle zadání vlády mělo letadlo přepravovat cestující o celkové hmotnosti 4000 kg na vzdálenost 400 km cestovní rychlostí 450 km/h. Předpokládalo se využití motorů AI-24.
Nehledě na velice krátké termíny pro zkonstruování letadla, použila konstrukční kancelář Antonova některé nejmodernější technologie pro jeho výrobu. Jednalo se především o lepené a svařované spoje panelů potahu letadla. Čas ukázal, že to byla správná volba.
První letový prototyp AN-24 se stavěl od ledna 1958 a byl dokončen ve třetím čtvrtletí roku 1959. První let uskutečnila posádka zkušebního letce G. I. Lysenka s letadlem označeným imatrikulační značkou CCCP-Л1959 20. října 1959 a zahájila podnikové zkoušky nového typu. Podnikové zkoušky probíhaly do března 1961. Je třeba poznamenat, že AN-24 vznikl o pět měsíců dříve než TU-124 a stal se základem široké řady různých verzí a modifikací. Svého současníka a částečně i konkurenta přežil, dá se říci o celou generaci.
První prototyp byl vyroben v experimentálním provozu konstrukční kanceláře, ale již v prosinci 1960 se do podnikových zkoušek zapojil první letoun, který byl vyroben kyjevským výrobním závodem jako sériový stroj nulté série. V průběhu jeho zkoušek byl změněn tvar motorových gondol, odebrány vzpěry hlavních podvozkových noh, zvětšeny koncové oblouky křídel a byla zkrácena doba zasouvání a vysouvání podvozku. Tyto úpravy značně zlepšily aerodynamické charakteristiky a letoun dosahoval stoupavost 1,2 – 1,5 m/s při letu na jeden motor ve výšce 1000 m a blížil se tak svými výkony požadavkům vedení civilního letectví. O 20 – 30 km/h stoupla cestovní rychlost.
Státní zkoušky letounu AN-24 s motory AI-24 a zkušebními vrtulemi AV-72 byly zahájeny 10. června a ukončeny 1. srpna 1961. Připomínek při nich bylo vzneseno mnoho, odstraňovaly se závady a současně se zdokonalovala technologie připravované masové sériové výroby. Та se začínala nulovou sérií, ve které bylo pět strojů. Ty měly hlavní podíl na úspěšném pokračování státních zkoušek.
Státní zkoušky ještě nebyly dokončeny, ale 9. července 1961 proběhl na letišti Tušino u Moskvy velký letecký den, kde byly předvedeny prakticky všechny stroje včetně prototypů, které v té chvíli sovětský letecký průmysl dokončil. Na nebi postupně defilovaly trojice již sériově vyráběných strojů. AN-24 mezi nimi nemohl chybět. Po dokončení státních zkoušek byly zahájeny zkoušky provozní. Letadla začala létat na různá letiště, na různé povrchy a imitovaly se podmínky skutečného provozu. Tady se ukázalo obrovskou výhodou, že letadlo nepotřebovalo pro naložení a vyložení cestujících ani nákladu žádné speciální pozemní prostředky a díky nízko umístěným vstupním dveřím si vystačilo s nízkými schůdky, které si vozilo na palubě.
Sériová výroba se v kyjevském závodě № 473 rozběhla plným proudem a 31. ledna 1962 zalétala zkušební posádka J. Sorokina první sériový stroj. Dostal označení CCCP-46709 a byl provozován až do roku 1982, kdy byl 20. dubna po vyčerpání životnosti zrušen. Brzy za ním bylo dokončeno 20 letadel AN-24A, určených pro dopravu 44 cestujících. Provozní zkoušky letadla však pokračovaly s velkými těžkostmi, které byly způsobeny velkým množstvím konstrukčních a výrobních závad. Operativně byly odstraňovány a byla přijímána všemožná opatření pro postupné zvyšování životnosti jak draku letadla, tak jeho motorů. 29. července 1963 došlo na letišti v ukrajinském Těrnopolu k nehodě posledního letadla nulté série v. č. 00 -06, který nesl označení СССР-46708. Posádka Vědeckého a výzkumného ústavu civilního letectví zde zkoušela imitovat závadu motoru a určení maximálního povoleného bočního větru. Program zkušebních letů předpokládal starty a vypínání motorů při bočním větru zleva i zprava. Při jednom vzletu s bočním větrem zleva byl hned po odlepení vypnut pravý motor. Letoun přešel do pravého náklonu a nasměroval si to přímo na řídící věž. Kapitán letadla ve snaze vyhnout se překážce ještě zvýšil náklon vpravo, v té chvíli však také lehce povolil levý pedál a snížil výchylku směrovky vlevo. Letadlo ještě zvětšilo pravý náklon a zachytilo koncem pravého křídla o zem. Došlo k jeho celkové destrukci a částečnému požáru. Nikdo z osmi členů zkušební posádky nebyl zraněn, ale letadlo muselo být zrušeno.
Letoun provozní zkoušky nakonec úspěšně absolvoval a 23. září 1963 odstartoval z moskevského letiště Bykovo ještě pokusně na první linku s cestujícími na palubě. Letěl na trati Moskva – Voroněž – Saratov. Poslední říjnový den téhož roku začal létat AN-24 na trati Kyjev – Cherson. Dva měsíce po této události bylo letadlo AN-24 rozhodnutím vlády zařazeno do pravidelného provozu Aeroflotu. Jeho vzletově-přistávací charakteristiky a ekonomické ukazatele však stále zůstávaly za očekáváním.
Ke konci roku 1963 bylo Aeroflotem provozováno již 24 letadel AN-24A se ztrátou, která představovala 35 procent. Pro zvýšení rentability provozu byly v roce 1964 provedeny práce, které by umožnily zvýšit vzletovou hmotnost letadla ze stávajících 19 500 kg na 20 000 až 21 000 kg.
V té době byl AN-24 jediným letadlem s turbovrtulovými motory, které bylo přizpůsobeno pro provoz na letištích s travnatým povrchem, na světě.
V roce 1963 se objevila verze AN-24B, která byla schopna pojmout 52 cestujících a stala se postupem času nejpočetnější verzí letadla AN-24. Stala se základem pro exportní verzi AN-24V. Obě letadla měla vzletovou hmotnost 21 000 kg a neměla již tak špatné provozní parametry. Projevoval se u nich pouze nedostatečný výkon motorů. Pro splnění požadavků vedení civilního letectví na zlepšení vzletově-přistávacích charakteristik byl v roce 1964 do pravé podvozkové gondoly umístěn malý proudový motor RU-19-300, který nejen převzal funkce dříve montovaného turbogenerátoru TG-16, ale svým tahem zlepšoval vlastnosti letadla při startu. Nový stroj dostal označení AN-24RV.
Letadlo již prakticky dva roky létalo pravidelně s cestujícími, ale ještě se neukázalo na žádném velkém aerosalonu. Teprve v roce 1965 bylo vystaveno na největším světovém aerosalonu na pařížském letišti Le Bourget.
V šedesátých a sedmdesátých létech minulého století byl AN-24 nejžádanějším letadlem v SSSR a zabezpečoval celou jednu třetinu přepravy cestujících. Jeho provozní přednosti, které byly zadány při konstruování, se plně potvrdily. Bylo možné využívat opravdu malá a nezpevněná letiště. Koncem sedmdesátých let létal na 450 linkách po celém SSSR. Podle údajů Aeroflotu letadla do května 1969 přepravila v SSSR více než 25 milionů cestujících a více než 350 tisíc tun nákladu.
V roce 1972 začala být realizována výměna původních motorů AI-24 2. série za výkonnější motory AI-24T a výrazně se zlepšily letové vlastnosti strojů.
V největších počtech byly vyráběny následující varianty pro dopravu cestujících a nákladu:
AN-24 – první sériová verze vyráběná v roce 1962.
AN-24A – verze určená pro dopravu 44 cestujících. V létech 1962 – 1964 bylo vyrobeno 200 ks.
AN-24B – pro 48 – 52 cestujících od roku 1964 do roku 1970 bylo vyrobeno 400 letadel.
AN-24V- byla exportní varianta AN-24B a vyráběla se rovněž od roku 1964.
AN-24RV- byla varianta letadla AN-24B, která měla v pravé motorové gondole pomocný proudový motor RU-19A-300, který přidával 900 kp tahu při startu. Vyráběla se od roku 1970.
AN-24T byla nákladová verze, která se nejvíce využívala vojenským letectvem.
Xian Y-7 pod tímto označením bylo v licenci vyrobeno asi 70 letadel v Čínské lidové republice.
Během deseti let turbovrtulový AN-24 tak prakticky vytěsnil letadla LI-2 a IL-14 z místních linek. Letadla pro dopravu cestujících byla vyráběna v kyjevském závodě 473. Zde se vyráběly v modifikace A, B, V a RV a leteckém závodě v Ulan-Ude se vyráběla letadla AN-24B. V Kyjevě bylo vyrobeno 1028 letadel pro cestující a v Ulan- Ude 174. Nákladní verze AN-24T se vyráběla hlavně v Irkutsku.
Nehledě na vysoké ekonomické a letové parametry, neobešel se provoz i těchto letadel bez mimořádných událostí, které přinesly oběti na životech. Příčiny byly různé. V70 % to byl tak zvaný „lidský faktor“, kdy došlo k selhání posádek nebo složek řízení letového provozu, jejich vinou došlo i ke dvěma srážkám za letu, někdy byla na vině i selhání techniky. Podle údajů serveru Aviation Safety Network bylo k 17. srpnu 2020 ztraceno v důsledku katastrof, havárií a bojové činnosti na zemi 172 letadel AN-24. Na letadlech došlo k 35 pokusům o únos, při kterých zahynulo 6 lidí. Celkově při katastrofách na letadlech tohoto typu zahynulo 2232 cestujících a členů posádek.
Letoun byl vybaven navigačním komplexem, který umožňoval lety ve dne i v noci a plnil normy první kategorie meteorologických podmínek ICAO pro přiblížení na přistání. Byl žádaným exportním artiklem. Vyvážel se do více jak 40 zemí celého světa.
Antonovova letedla tradičně překonávala světové rekordy. Tato činnost se pochopitelně nevyhnula ani AN-24. V roce 1982 vytvořila ženská posádka pod vedením M. L. Popovičové a G. G. Korčuganovové 71 světových rekordů pro kategorii letadel se vzletovou hmotností 20 – 25 tun. Zahrnovaly výkony v rychlosti, dostupu a stoupavosti s různými zatíženími.
Konstrukce letadla.
AN-24 byl celokovový samonosný jednoplošník s křídlem, umístěným na horní části trupu. Má jednoduché ocasní plochy s předkýlem, tříbodový zatahovací podvozek. Posádka byla tříčlenná.
Trup.
Trup byl poloskořepinové konstrukce, tvořilo jej 49 přepážek, nosníky, podélníky a potah o tloušťce 1 až 1,5 mm. Průřez trupu měl tvar dvou oblouků s různým průměrem. V přední části byla kabina posádky, největší část trupu zaujímala kabina cestujících, která v zadní části přecházela do nákladového prostoru, bufetu a toalety. Kabina cestujících byla od ostatních prostor oddělena přepážkami. Sedačky cestujících měly rozteč 720 mm a byly vybaveny sklápěcími opěradly, na kterých byly servírovací stolky. Celý trup byl hermetický. Poprvé byla ve výrobě hermetických duralových konstrukcí metoda bodového sváření a lepení místo klasických nýtovaných konstrukcí. Celková plocha lepených konstrukcí dosahovala 67% povrchu letadla, což představovalo 120 000 bodových svárů.
Křídlo.
Křídlo s velkou štíhlostí (11,7) mělo lichoběžníkový tvar a jeho celková plocha byla 74,9 m2. Jeho konstrukce je dvounosníková a skládá se z centrovánu, dvou středních a dvou koncových částí. V centroplánové části jsou umístěny čtyři gumové palivové nádrže. Vnější části křídla se využívaly jako integrované nádrže.
Ocasní plochy.
Vodorovné ocasní plochy se skládaly ze součástí stabilizátoru s výškovými kormidly o celkové ploše 17,23 m2. Kýl a směrovka i s předkýlem měly plochu 15,85 m2 a doplňoval je podtrupový hřeben o ploše 1,8 m2 .
Pohonná jednotka
Základ pohonné jednotky letadel AN-24 tvořil jednohřídelový turbovrtulový motor AI-24 2 – 6. série (AI-24T), který poháněl čtyřlisté vrtule AV-72 (AV-72T). Motor se skládal z uzavřeného diferenciálně-planetového reduktoru s měřením kroutícího momentu, osového desetistupňového kompresoru, prstencové spalovací komory, třístupňové turbíny a výstupní trysky. Na motoru byly umístěny agregáty, které zabezpečovaly činnost samotného motoru a činnost letadlových systémů. Automatika motoru zabezpečovala stálé otáčky při všech režimech práce motoru, ovládala dávkování paliva při spouštění a při zastavení motoru s uvedením listů vrtule do praporu, pokud dojde k jeho vysazení. Motor se spouštěl startérem-generátorem STG-18TM, na letadle byl namontován turbogenerátor TG-16, který sloužil pro vytvoření stejnosměrného napětí pro startéry generátory v případě, že nebyl k dispozici pozemní zdroj. Agregát TG-16 se spouštěl z palubních akumulátorů.
Palivový systém.
Palivový systém letadla byl určen pro napájení motorů a turbogenerátoru TG-16. Palivový systém se skládal ze čtyř gumových a dvou integrálních palivových nádrží. Pro prodloužení doletu mohly být na letadle umístěny ještě čtyři gumové nádrže. Nádrže byly symetricky umístěny v křídlech a rozděleny na pravou a levou část systému, každá polovina přednostně zásobovala svůj motor, systém měl propojovací kohout, který umožňoval zásobovat palivem z levého křídla pravý motor a naopak. Dále ze systému dodávání paliva k motorům, který tvořilo potrubí a dodávací čerpadla ECN-14A a agregát 463. Palivový systém měl svoji automatiku, která zabezpečovala odčerpávání paliva podle zadaného programu a patřily k ní i systémy signalizace, kontroly a ručního ovládání. Systém měl i centrální (tlakové) plnění. Letadlo se čtyřmi gumovými nádržemi mohlo vzít maximálně 5100 litrů a s osmi 6180 litrů paliva, to představovalo při průměrné měrné hmotnosti paliva 0,775 kg/cm3 3950 a 4790 kg.
Olejový systém.
Každý motor AI-24 měl svůj autonomní olejový systém. Systém tvořil krátký uzavřený okruh, kdy dodávaný a odsávaný olej cirkuluje po krátkém okruhu a neprochází olejovou nádrží. Pokud dojde k úbytku oleje, je do prostor motoru dodán dodávacím čerpadlem. V systému bylo celkem 62 – 64 litrů oleje, samotná nádrž měla objem 40 litrů a plnila se na 35 -37 litrů. Systém měl svoji drenáž, která byla spojena s atmosférou přes drenážní nádržku, umístěnou na levé straně motoru.
Protipožární systém.
Protipožární systém byl určen ke zjištění a likvidaci požáru v úsecích křídla, motorových gondol a pomocné pohonné jednotky a také uvnitř motorů. Skládal se ze systému signalizace SSP-2A, pro signalizaci požáru v křídle, gondolách motorů a gondole pomocné pohonné jednotky a SSP-7 pro signalizaci požáru uvnitř motorů. Systém měl dvě pořadí hašení pro úseky křídla a gondol, pro který se využívaly čtyři lahve, do motorů bylo jedno pořadí ze dvou lahví. Hasící směs byla v lahvích UBC-8 nebo UBŠ-2. Systém měl rozdělovací elektromagnetické ventily, potrubí a hasící kolektory. Při vzniku požáru houkala siréna a rozsvítila se žárovka, signalizující jeho lokalitu. První pořadí pro křídlo, gondoly motorů a gondolu pomocné pohonné jednotky se aktivovalo automaticky. Druhé pořadí ručně. Hašení do motorů se uvádělo do činnosti pouze ručně.
Hydraulický systém.
Hydraulický systém letadla tvořily dva nezávislé systémy: hlavní a havarijní.
Hlavní hydraulický systém byl určen pro zasouvání a vysouvání podvozku, řízení přední podvozkové nohy, brzdění kol hlavních podvozkových noh, vysouvání a zasouvání vztlakových klapek, ovládání stěračů a nouzového zastavení motorů se zapraporováním vrtulí. Hlavní systém pracoval s tlakem 155 ±5 kp/cm2. Tlak pro jeho činnost vytvářela čerpadla 623AN, která byla namontována po jednom na každém motoru. Tato čerpadla dávala dodávku 16 – 19 litrů/minutu. V systému byl zařazen odlehčovací automat, který při poklesu tlaku v systému pod 120 kp/cm2 pouštěl tlak od čerpadel na dobití hydraulických akumulátorů a obnovení pracovního tlaku. Zbytek času čerpadla pracovala naprázdno a jimi dodávaná kapalina se přepouštěla do nádrže. Akumulátory v systému zabraňovaly častému zapínání čerpadel.
Nouzový systém sloužil pro vysouvání vztlakových klapek a brzdění kol při selhání hlavního hydraulického systému. Maximální tlak v tomto systému byl 165 kp/cm2 a vytvářelo jej elektrická čerpací stanice. Jako kapalina se v obou systémech používal standardní minerální olej AMG-10, kterého v celém systému bylo 60 litrů, nádrž měla objem 36 litrů.
Podvozek.
Podvozek příďového typu, zatahovací za letu a skládal se ze dvou hlavních a jedné příďové opěry. Přední noha je řízena a zatahuje se do podvozkové šachty v trupu proti směru letu. Šachtu uzavírala dvoje dvířka. Pokud byla noha vysunuta, přední (velké) byly zavřeny a zadní zůstávaly otevřené, pokud byl podvozek zasunut, byla zavřena všechna. Na přední noze byla namontována dvě nebrzděná kola K2-105 rozměrech 700 x 250 mm. Stojina nohy tvořila pneumaticko-kapalinový tlumič. Hlavní nohy tvořily stojiny, táhla a válce systému zasouvání a vysouvání. Úhel vychýlení předních kol měl dvě polohy a ovládal se pákou pro řízení pojíždění, která umožňovala výchylky ± 450 nebo pedály při startu a přistání, které umožňovaly výchylku ± 100.
Hlavní podvozková noha se zatahovala proti směru letu do motorových gondol a uzavírala se dvěma dvířky. Při vysuté poloze byly obdobně jako u pření nohy pření (velké) uzavřené a malá, kinematickým mechanizmem spojená s nohou, byla otevřena, v zasunuté poloze byla oboje zavřena. Na ose hlavní podvozkové nohy byla namontována brzděná kola KT-94/2 o rozměrech 900 x 300 mm. Brzdy hlavního podvozku se ovládaly od hlavního a nouzového hydraulického systému. Každé kolo mělo svůj setrvačníkový snímač, který vydával signál na elektromagnetický ventil, zabezpečující odbrzdění kola při vznikajícím prokluzování. Ovládání brzd bylo rozdělené a bylo možné brzdit pedály nožního řízení levého i pravého pilota. Systém nouzového brzdění obsahoval hydraulický akumulátor hlavního hydraulického systému, redukční ventily a páky ovládání nouzových brzd. Pokud došlo ke stlačení pák nouzových brzd, zapínala se čerpací stanice nouzového hydraulického systému. Letadlo mělo také parkovací brzdu, která se uváděla do činnosti stlačením pedálů a vytažením páky parkovací brzdy a jejím zajištěním ve vysunuté poloze. Parkovací brzda byla napájena hlavním hydraulickým systémem.
Systém řízení.
Systém řízení ovládal klasické řídící plochy: výšková kormidla, směrovku a křidélka. Vedení řízení bylo pevné táhlové, skládalo se z duralových trubek a vodících kladek. Každá polovina výškového kormidla měla svoji vyvažovací plošku (trim), který se ovládal lanovým vedením od vyvažovacích kol pilotů. Směrovka byla vybavena trimem-servokompenzátorem, který se ovládal elektricky. Vyvažovací ploška (trim) byla pouze na levém křidélku a ovládala se elektricky, obě křidélka měla pro zmenšení sil v řízení servokompenzátory. Do všech kanálů řízení byl připojen autopilot.
Do systému řízení byly u letadla AN-24 zařazeny i vztlakové klapky. Tvořily je dvě sekce: vnitřní mezi trupem a motorovou gondolou byly jednoštěrbinové a vnější mezi motorovou gondolou a křidélky dvouštěrbinové. Klapky jezdily po kolejnicích, po kterých je tahaly šroubové zvedáky, poháněné hydraulickým motorem. Klapky se při startu vysouvaly na 150 a při přistání na 380. Bylo je možné ovládat z hlavního hydraulického systému ovladačem na středním pultě pilotů vlevo a nouzově z nouzového hydraulického systému ovladačem na pravé straně pultu.
Systém klimatizace a přetlakování.
Systém klimatizace zabezpečuje potřebnou teplotu vzduchu a ventilaci v přetlakovém prostoru. Na letadle byly dva stejné podsystémy – levý a pravý, které byly spojeny propojovacím potrubím. Vzduch pro potřeby systému se odebíral od desátého stupně kompresoru každého motoru a po ochlazení ve vzduchově – vzduchových chladičích a turbochladičích se přiváděl do kabiny krabicemi a panely, které se přepínaly pro dosažení požadované teploty. Pokud vzduch přicházel vrchními krabicemi, zapínaly se turbochladiče a vzduch byl studený, spodními krabicemi přicházel vzduch teplý. V systému byla také přípojka pro připojení vnějšího klimatizačního zařízení. Teplota v kabinách se udržovala v rozmezí 20 až 220 C. Systém pracoval v automatickém i ručním režimu. Systém přetlakování udržoval do výšky 3000 m stejný tlak jako na letišti. Při dalším stoupání tlak v přetlakové části klesal při udržování přetlaku 0,3 kp/cm2 oproti tlaku venku. Systém pracoval automaticky, bylo nutné nastavovat pouze tlak letiště na povelových přístrojích.
Kyslíkový systém.
Na letadle byl stacionární kyslíkový systém i přenosné kyslíkové přístroje. Stacionární systém byl určen pro kapitána a druhého pilota při ztrátě tlaku v hermetickém prostoru a provedení nouzového klesání. Kyslík používali piloti také v případě, že se v kabině objevil dým. Stacionární systém tvořila jedna lahev KB-1 o objemu 30 litrů, dva kyslíkové přístroje KP-24M a kyslíkové masky KM-32AG. Přenosné vybavení se skládalo ze dvou kyslíkových přístrojů KP-19 s lahvemi KB-2 a maskami LP-2.
Protinámrazový systém
Protinámrazový systém se skládal ze systému ohřevu horkým vzduchem, který se odebíral od 10 stupně kompresorů motorů a používal se pro odmrazování náběžné hrany křídla a ocasních ploch, náběžných částí vstupních hrdel motorů AI-24 i RU 19A-300, vstupní rozváděcí kola motorů, vstupní hrdla chladičů oleje a vzduchově – vzduchových chladičů klimatizace. Elektricky se ohřívaly vrtule a jejich kužele, skla kabiny, snímače plného a statického tlaku, snímače RIO-3 (signalizace námrazy) a SO-4AM, snímač DUA. Listy vrtulí se ohřívaly střídavým proudem 115V/400Hz, ostatní části se odmrazovaly stejnosměrným napětím 27V.
Elektrické vybavení.
V elektrickém systému byly využívány tři zdroje napětí: stejnosměrné napětí 27 V jako hlavní zabezpečovaly dva startéry generátory STG-18TMO, po jednom na každém motoru. Střídavé napětí 115V dodávaly dva generátory GO16PČ8, které byly také namontovány na motorech. Jako nouzový zdroj střídavého napětí se používal měnič PO-750. Jako zdroje třífázového napětí 36V se používaly 2 měniče PT-1000CS, z nichž jeden byl hlavní a druhý záložní. Do systému napájení stejnosměrným proudem byly také zařazeny akumulátorové baterie 12SAM-28 (původní a nejčastěji používané). Podle varianty letadla byly na palubě dvě nebo tři. Využívaly se ke spouštění na zemi, pokud nebyl k dispozici pozemní zdroj a jako nouzový zdroj při závadě hlavních stejnosměrných generátorů.
Ke hlavním spotřebičům elektrické energie patřilo osvětlení, kde nejvíce odebíraly dva přistávací světlomety PRF-4, polohová světla ANO-57, lampa osvětlení stabilizátoru FS-155, osvětlení kabiny posádky a salonu cestujících. Velké odběry ze stejnosměrné sítě také představovala čerpadla a ostatní prvky palivového systému, čerpací stanice nouzového hydraulického systému. Systém odmrazování odebíral značné výkony z jednofázové sítě 115V i ze stejnosměrné sítě 27V. Hlavními spotřebiči třífázové střídavé sítě byly letadlové přístroje, umělé horizonty a radiové vybavení.
Přístrojové a navigační vybavení.
Letoun byl vybaven standardním přístrojovým vybavením letadel své doby. Byly na něm umístěny dva rychloměry KUS-730/1100K, výškoměr VD-10K, výškoměr UVID-30-15k, výškoměr VEM-72, cejchovaný ve stopách, dva variometry VAR-30MK, dva umělé horizonty AGB3K, elektrický zatáčkoměr EUP-53, autopilot AP-28L1, automat signalizace úhlu náběhu a přetížení AUSP-14KR-1, gyrokompas GIK-1, gyropolokompas GPK-52, magnetický kompas KI-13, dva automatické radiokompasy ARK-11, radiolokátor RPSN-2AN (RPSN-3N-24 a ještě později Groza M-24), přistávací systém SP (Kurs MP-2), letadlové odpovídače SOM-64.
Radiové vybavení.
Spojení letadla bylo zabezpečováno dvěma stanice, pracujícími v pásmu UKV a jednou stanicí KV. UKV stanice byly zpočátku typu R-802GM, později Landyš-20 nebo Baklan 20. Pro pásmo KV se nejčastěji používaly stanice Mikron. Na letadle byly od samého počátku provozu radiovýškoměry. Nejdříve byl používán typ RV-2, později RV-UM a nakonec RV-5. Na letadlech byl již také namontován systém signalizace nebezpečného přiblížení k zemi SSOS. Letoun byl také vybaven dálkoměrem SD-64 (později SD-75). Na letadle se používal palubní telefon SPU-7 a palubní rozhlas SGU-15.
Technická data:
| Modifikace | AN-24A | AN-24B | AN-24RV |
| Rozpětí křídla, m | 29,198 | 29,198 | 29,198 |
| Délka, m | 23,53 | 23,53 | 23,53 |
| Výška, m | 8,32 | 8,32 | 8,32 |
| Plocha křídla, m2 | 74,98 | 74,98 | 74,98 |
| Hmotnost, kg | |||
| Prázdného letadla | 13750 | 15960 | 16914 |
| Normální vzletová | 19500 | 21000 | 21800 |
| Paliva | 3950 | 3950 | 3950 |
| Typ motoru | AI-24A | AI-24A | AI-24A |
| Výkon k/kW | 2550 | 2550 | 2550 |
| Pomocná pohonná jednotka (PPJ) | RU-19A-300 | ||
| Tah PPJ, kp | 900 | ||
| Maximální rychlost, km/h | 540 | 980 | 540 |
| Cestovní rychlost, Km/h | 420 | 420 | 420 |
| Dolet, km | 2750 | 2790 | 2830 |
| Dostup, m | 9100 | 12300 | 9000 |
| Posádka | 5 | 4 | 3 |
| Užitečné zatížení: | 44 cestujících, | 48 – 52 cestujících, | 52 cestujících, |
Podle historických materiálů zpracoval Pol.
Použitá literatura a zdroje:
В.Б. Шавров: История конструкций самолетов в СССР 1951 – 1965 года – Машиностроение 1988 г.
Якубович Н.В. Все самолёты О.К.Антонова. – М.: АСТ, „Астрель“, 2001.
Министерство транспорта России – Руководство по эксплуатации самолета АН-24 (АН-24РВ) – издание 1995 г.
V. Němeček: Atlas letadel – dvoumotorová proudová a turbovrtulová dopravní letadla –NADAS 1981
Internetové zdroje:
http://www.airwar.ru – Уголок Неба-большая авиационная энциклопедия
http://komotoz.ru/photo/aviaciya/an-24.php
https://avia.pro/blog/antonov-24-foto-video-shema-salona-harakteristiki-otzyvy
https://zen.yandex.ru/media/id/5f65c479eceeb8397dfdccbc/obzor-an24-5fa117db6f1ecc136f7c5674