El 19 de julio de 1989, el avión McDonnell–Douglas DC-10-10 N1819U, estaba programado para el vuelo 232 de United Airlines. Era un vuelo desde el Aeropuerto Internacional de Stapleton en Denver, Colorado, con una escala en el de O’Hare en Chicago Illinois para continuar hasta el Aeropuerto Internacional de Philadelphia, en Pennsylvania. La tripulación la componían 11 tripulantes al mando del Capitán Al Haynes, y transportaban 285 pasajeros.

El vuelo despegó a las 14:09 (CDT), y a 15:16 cuando el avión efectuaba un viraje poco profundo a la derecha a una altura de 37.000 pies, el Capitán A. C. Haynes y la tripulación de vuelo (1º Oficial Records y Flight Engineer Dvorak) sintieron una explosión apagada y un estremecimiento en toda la aeronave, e inmediatamente las luces de alarma mostraron: autopiloto desconectado y avería en la turbina nº2, montada en la cola del aparato. El copiloto advirtió que el avión estaba fuera de rumbo y movió la columna de control para corregirlo pero el aparato no respondió. Al mismo tiempo el mecánico de vuelo notó que los manómetros de cada uno de los tres sistemas hidráulicos estaban en cero, y concluyeron que el fallo inicial había inutilizado todos los controles de superficie. Los tres sistemas eran independientes de tal manera que un incidente en uno de ellos no afectaba a los otros dos, ya que las líneas de los tres compartían la misma ruta de 10” a través de la cola donde las esquirlas penetraron, y mas allá no existía ningún sistema de backup, una circunstancia que posteriormente el NTSB recomendó que fuera subsanada. El fan disk de la turbina General Electric CF6-6 nº 2, había fallado y se había desintegrado, y los fragmentos no fueron contenidos por la góndola de protección del motor, saliendo disparados en todas direcciones atravesando la sección de cola del aparato en numerosos lugares, incluido el estabilizador horizontal. Las partículas perforaron las líneas hidráulicas de los tres sistemas permitiendo que el líquido hidráulico presurizado drenara vaciándolo totalmente.

El avión adquirió una tendencia a girar a la derecha y se hacía muy difícil mantener un rumbo estable. Al mismo tiempo comenzó una lenta oscilación vertical en un ciclo fugoide, característico de las aeronaves que han perdido el control de superficie. Con cada iteración del ciclo el avión perdía 1500 pies de altitud. Dennis E. Fitch, un instructor de vuelo de DC-10 que viajaba como pasajero inmediatamente ofreció su ayuda, y al entrar en la cabina observó que la tripulación de vuelo había encontrado un procedimiento para controlar el aparato, ajustando los mandos de gases de las dos turbinas restantes de modo que una iba a mayor potencia que la otra (propulsión diferencial) para girar el aparato, y acelerando o decelerando para ganar o perder altura. Utilizando este método era posible mitigar el ciclo fugoide y llevar un gobierno aproximado del avión.Posteriormente Fitch bajó manualmente el tren de aterrizaje con la esperanza de contener parte del fluido hidráulico en las líneas, que permitiera algún movimiento en el control de superficie. Aunque el tren de aterrizaje bajó sin problemas, no se obtuvo respuesta en los controles ya que todo el líquido hidráulico se había perdido a través de las líneas perforadas.Se tomó contacto con Air Traffic Control (ATC) y se organizó el aterrizaje de emergencia en el aeropuerto más próximo, Sioux Gateway Airport.

Ciclo Fugoide

Sioux Gateway Airport

Runway 22

El aterrizaje fue planeado originalmente en la pista 31 de 9000 pies (2743m) pero las dificultades para controlar el aparato lo hacían casi imposible. Mientras tiraba el combustible sobrante, el avión ejecutaba una serie de giros, la mayoría hacia la derecha (era más fácil girar en ese sentido) con la intención de llegar en el último giro alineado con la pista 31. Cuando finalizaron el último giro, quedaron en cambio alineados con la pista más corta, la 22 de 6600 pies (2012 m) con menos capacidad para maniobrar.Los camiones contraincendios que se habían situado en la pista 22, anticipando un aterrizaje en la pista 31, tuvieron que abandonarla precipitadamente en medio de una gran confusión antes de que el avión que se aproximaba tomara tierra.

Fitch continuaba controlando el descenso del aparato ajustando el empuje de las turbinas. Con la pérdida total del sistema hidráulico, la tripulación era incapaz de controlar la velocidad independientemente de la velocidad de descenso, en el tramo final la aeronave iba a 240 kn descendiendo a 1850 pies por minuto, mientras que un aterrizaje seguro requiere 140 kn y 300 pies por minuto. El avión comenzó a descender cada vez más rápidamente en la aproximación final virando a la derecha. El extremo del ala de estribor golpeó la pista con pérdida de combustible que se incendió rápidamente. La sección de cola se separó con la fuerza del impacto y el resto del aparato rebotó varias veces, expulsando el tren de aterrizaje y las góndolas de las turbinas, y rompiendo el fuselaje en varias partes. Con el impacto final el ala derecha se desprendió y la parte principal de aparato se deslizó lateralmente, volcando y resbalando hasta parar en un campo de maíz a la derecha de la pista 22. Testigos presenciales declararon que el avión dio la voltereta pero las investigaciones no confirman este extremo. En los terrenos de una granja cerca de Alta, Iowa, aproximadamente a 60 millas al nordeste de Sioux City, se encontraron restos de motor número 2 y otras partes de la estructura de la cola del aparato. De 285 pasajeros y 11 tripulantes, las víctimas ocasionadas fueron:111 fallecidos, 47 heridos graves y 125 heridos leves.

Capitán Alfred C. Haynes

La mayor sección intacta del avión fue la porción central del fuselaje entre las filas 9-30 y los asientos de tripulante en las puertas 2L, 2R, 3L y 3R. Esta sección acabó invertida en un campo de maíz y acabó destruida por el fuego. La estructura del techo se colapsó a todo lo largo del fuselaje, la mayor parte en el área del ala de babor. Treinta y tres de los 35 ocupantes que murieron por asfixia como consecuencia de la inhalación de humo, se encontraban en las filas 22-30. Los otros dos que fallecieron por las mismas causas, ocupaban los asientos 14A y 16D.La cola y una porción de la cabina de popa conteniendo 10 asientos de pasajeros y 2 traspontines de tripulantes quedaron separados en la secuencia del impacto. La cabina a popa de la fila 31 resultó destruida por el choque.El área de la cabina del piloto quedó separada del fuselaje justo a popa de las puertas 1L y 1R y considerablemente dañadas, pero los arneses de los pilotos les mantuvieron sujetos a los asientos hasta que fueron socorridos por el equipo de rescate. La mayor parte de la sección de primera clase, resultó destruida.

El National Transportation Safety Board determinó que la causa probable de este accidente, fue la inadecuada atención prestada a las limitaciones de los factores humanos en la inspección y procedimientos de control de calidad, utilizados en las instalaciones de revisión de motores de United Airlines. Esto dio lugar al fallo en la prevención del crack producido por un defecto metalúrgico no detectado, localizado en un área crítica de la etapa 1 del fan disk manufacturado por General Electric Aircraft Engines. La forma en que se produjo el fallo del motor provocó la proyección de fragmentos de metal a alta velocidad desde la turbina; estos fragmentos perforaron las líneas hidráulicas de los tres sistemas independientes de la aeronave, los cuales perdieron rápidamente el líquido hidráulico. Como consecuencia de la desintegración catastrófica del disco, se produjo la liberación de partículas en un modelo de distribución, con unos niveles de energía que excedían el nivel de protección proporcionado por las características de diseño del sistema hidráulico de que disponían los controles de vuelo del DC-10. La tripulación de vuelo perdió la capacidad de operar la mayoría de ellos, y a pesar de estas pérdidas, los miembros de la tripulación de vuelo fueron capaces de lograr y luego mantener un control limitado, utilizando las palancas de gases para ajustar el empuje de los motores restantes montados en las alas. Utilizando independientemente cada motor, la tripulación implementó un sistema rudimentario de dirección, y usando ambas turbinas a la vez consiguieron ajustar la altura. La tripulación condujo el avión lisiado hasta Sioux Gateway Airport alineándolo para el aterrizaje en una de las pistas, pero sin flaps ni slats fueron incapaces de disminuir la velocidad de descenso para el aterrizaje y se vieron obligados a intentarlo a una velocidad respecto al suelo muy elevada. El aparato además aterrizó a una velocidad de descenso extremadamente alta al ser incapaz de incrementar el pitch antes de tocar. Como resultado, tras el aterrizaje el aparato se partió en varias secciones, volcó y se incendió, pero a pesar de la violencia de la colisión, sobrevivió un 62.5% (185) de las personas que venían a bordo debido a varios factores, primordialmente la forma relativamente controlada en que se llevó a cabo la maniobra del aterrizaje y la pronta notificación a los servicios de emergencia

Causa Probable