El 19 de julio de 1989, el D-C 10 de Macdonell Douglas, en su viaje de Dnvder a Philadelphia, con 11 tripulanres y 285 pasajeros sufre un extraño acciente aéreo

2. 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.

11. 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.

17. 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.

19. Ciclo Fugoide

23. Sioux Gateway
Airport

24. Runway 22

26. 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.

29. 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.

46. Capitán Alfred C. Haynes

50. 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.

52. 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