ユナイテッド航空232便不時着事故
第1、第3油圧系統は、右の水平安定板内で油圧管が破断しており、破断面からはチタン合金が発見された。第1段ファン・ディスクやファン・ブレードを始め、一部のエンジン部品には、チタン合金が用いられていた。一方で、周辺の機体構造にはチタン合金は使用されていない。NTSBは、断面のチタン合金を分析し、第1、第3の油圧管は第2エンジンから飛散した破片で切断されたと特定した。
第2油圧系統の油圧ポンプは、第2エンジンのアクセサリー・セクション(補機部)にあった。そして、その位置はエンジンのファン・セクション直下だった。第2エンジンのアクセサリー・セクションおよび油圧配管を含む第2油圧系統の一部は、アイオワ州アルタ地区で発見された。したがって、第2エンジンのアクセサリー・セクション付近にあった第2油圧系統は、エンジン破損時に破壊されたと判断された。
エンジンが破損した直後、パイロット達は油圧3系統すべてで作動液と圧力がゼロになったのを確認している。フライトデータレコーダーの記録では、破損の1分後には操縦翼面は油圧による動きがなくなっていた。油圧系統の破壊は、猛烈かつ突然だった。
飛行中に落下した部品の捜索が行われた。アイオワ州アルタ周辺に事故機の部品が落下しており、胴体やテイル・コーン、エンジン部品などの発見情報が当地住民たちから集まった。しかし、ファン・ディスクそのものは、なかなか見つからなかった。現場周辺は一面のトウモロコシ畑で、事故発生時の7月には、トウモロコシは大人の背丈ほどまで成長していた。畑の中で周りを見通すことは困難だった。
50日ほどで刈り入れするので、いずれディスクも見つかるだろうと地元住民は予想したが、早急に回収したいNTSBは、さまざまな手段で捜索にあたった。落下予測範囲を計算で絞り込み、赤外線カメラを投入したり、ヘリコプターで上空から探索したりしたが、発見には至らなかった。エンジンを製造したGE社が賞金を出すと言いだすほどだった。結局、事故から3か月後に落下想定地域でトウモロコシを収穫していた農業従事者がディスクを発見した。この発見者は一躍有名人となり、マスコミに注目された。
発見されたのは大きな破片が2つで、それで問題のファン・ディスクのほぼ全体を占めていた。それぞれにファン・ブレードもついていた。破断の原因調査のため、回収された破片は検査された。破片を組み合わせた結果、円周方向と半径方向に走る割れ目ができ、ディスクの外輪部の約3分の1が分離していた。
どこから破断が始まったかを調べるため、破面解析が行われた。割れ目は円周方向、半径方向とも典型的な過大応力により生じたと分かった。そしてこれらの亀裂は、事故前からディスク内に存在していた疲労亀裂から進展したことが判明した。金属学的調査の結果、材料内部に小さい空洞(キャビティ)が存在し、そこから疲労亀裂が始まっていた。キャビティは、ディスク表面から約0.86インチ(約2.2センチ)入ったところで、大きさは軸方向に0.055インチ(約1.4ミリ)、半径方向に0.015インチ(約0.4ミリ)だった。
破面解析、金属組織解析、そして分析化学的解析の結果、キャビティの周辺に窒化物「ハードアルファ」の混入(介在物欠陥)があったことが明らかになった。ハードアルファは非常に硬く脆いのが特徴で、これがチタン合金鍛造材内部に存在すると、早期の疲労損傷を引き起こす。
ファン・ディスクの製造工程は、大きく3ステップに分けられる。まず、チタン合金の鋳塊製造、次に鍛造、そして最終機械加工である。ハードアルファは、チタン合金の鋳塊製造時に形成されたものだった。NTSBは、キャビティが存在した部分ももともとはハードアルファが占めていたと推定した。そして複数の可能性を調査検討したうえで、キャビティが発生したのは、最終機械加工から表面処理などのためのショットピーニング工程までの間のどこかだと判断した。
エンジンが最大推力を発生させたとき、キャビティを起点に亀裂が生じ、荷重がかかるたびに亀裂は成長した。疲労亀裂が進展した領域では、かかる荷重が変動するたびにビーチマークと呼ばれる縞模様が残ることがある。この事故では、その縞模様の数はファン・ディスクの離着陸回数とほぼ等しかった。このことは、ファン・ディスクの使用開始の早い段階から疲労亀裂が発生していたことを示している。
第2エンジンの第1段ファン・ディスクは、1971年9月にGE社の工場で製造され、翌年1月にマクドネル・ダグラス社に納品されて新造のDC10-10型機に取りつけられた。エンジンは定期的にオーバーホールされ、整備記録によるとユナイテッド航空やGE社のマニュアルに従って検査されていた。このファン・ディスクが組み込まれたエンジンにおいて、オーバースピードやバードストライクの記録はなかった。事故までの17年間、このファン・ディスクは計6回の精密部品検査を受けていた。調査されたすべての記録や使用履歴は、FAAが承認したユナイテッド航空の整備プログラムに従っていた。
6回の精密検査の際、ディスクは蛍光浸透探傷検査(Fluorescent penetrant inspections、FPI)を受け、都度合格していた。蛍光浸透探傷検査は亀裂検査法のひとつで、次のようにして亀裂などを検出する:
蛍光染色塗料を含む浸透液(低粘性のオイル)を検査面に塗布する
亀裂があれば、毛細管現象によりオイルが浸透する
表面の浸透液を除去してから現像剤を塗る。現像剤が亀裂中の浸透液を吸い上げるため、亀裂のある箇所のみ浸透液が再び表面に現れる。
紫外線を照射すると、亀裂が蛍光として浮かび上がる
最後の蛍光浸透探傷検査は1988年2月に実施されていた。GE社が行った破壊力学的解析では、最後の検査時点でディスク表面にほぼ0.5インチ(約13ミリ)の亀裂があったとされる。事故後の破断面の調査において、疲労亀裂部に変色が見つかっていた。その長さはディスク表面で0.5インチ弱だった。NTSBは、この変色は蛍光浸透探傷検査の過程で生じたものであり、最後の検査時の亀裂の大きさを示すものと判断した。そして、蛍光浸透探傷検査が適切に実施されていれば、高確率で発見できた亀裂だとしている。
ユナイテッド航空が検査で亀裂を見逃した原因として、NTSBは以下の点を指摘した:
蛍光浸透探傷検査の前処理において、ディスクはケーブルで吊り下げられるが、ケーブルの陰に隠れる部分などが目視できるように回転されていなかった
ケーブルがかかっている部分への現像材の塗布が不適切で、亀裂の可視化が不明瞭だった
当時の知見から本事故の亀裂発生部位は重要検査領域と考えられておらず、発見の機会を少なくした可能性があった
ユナイテッド航空は、ショットピーニング処理により、材料に亀裂を閉じる力が働き、浸透液が亀裂に浸透しなかったと主張した。しかし、破壊力学や金属学、非破壊検査の専門家らの検討により、12ミリ程度の亀裂であれば、ショットピーニング処理は発見確率にほとんど影響しないとの結論に至った。
ファン・ディスクは、GE社での製造時にも超音波探傷検査、マクロエッチ検査(腐食を用いた巨視的表面組織検査法)、そして蛍光浸透探傷検査を受けていた。しかし、これらの検査が実施されたのは、最終機械加工の前だった。事故調査報告書では、加工後にマクロエッチ検査を実施していれば、キャビティを発見できただろうと述べている。
NTSBは、本事故の過程を再現するシミュレーター試験を実施した。試験の目的は、油圧が働かない航空機を操縦して着陸させられるか、そしてそのような訓練がDC-10型機のパイロットに有用かを確認することだった。
DC-10型機のシミュレーターには、フライトデータレコーダーの記録をもとに事故機の空気力学的特性が設定された。そして、第2エンジンの破損と3系統すべての油圧喪失が再現された。試験には、DC-10型機の操縦資格を持つ路線機長、訓練審査官、そしてメーカーのテストパイロットが参加した。参加者は事故機と同じ飛行を行うよう指示された。操縦手段は、左右エンジンの操作のみだった。
推力を左右非対称にすると、ロール姿勢が変化して飛行方位が変わった。推力を増減させると、限定的にピッチ姿勢が変化した。しかし、機体は重心まわりにピッチ軸で振動する傾向があり、どのような精度でも制御困難だった。おもにピッチ姿勢によって飛行速度が決まってしまうため、速度も直接制御できなかった。したがって、指定された場所に特定の速度で着陸できるかどうかは、多分に運任せだった。シミュレーターを用いて本事故のような状況を訓練することは、事実上不可能だという結論に至った。ただし、シミュレーター試験で得られた知見はマクドネル・ダグラス社によってまとめられ、DC-10型機の運航者に提供された。
NTSBは、1989年7月19日に事故調査報告書を発行した。報告書で結論づけられた事故原因の要約は以下のとおりである。
一定速度で水平飛行しているとき、飛行機に働く力はすべて釣り合っている。前後方向では推力と抗力が、上下方向では揚力と重力がそれぞれ釣り合う。直進していれば、左右には力がかからない。基本的に操縦とは、操縦翼面を動かして機体の姿勢を変え、釣り合いの状態を変えることで、意図した飛行経路を実現することである。この際には、姿勢に応じた推力操作も必要となる。また、飛行中の飛行機は、風などの擾乱を受ける。これに対して姿勢や速度を修正するためにも、操縦翼面は用いられる。
DC-10型機は、すべての操縦翼面を油圧で動かす設計であった。油圧を失った事故機は、あらゆる操縦翼面を操作できなくなったうえ、各舵面は必ずしも中立位置で固定されていなかった。異常発生後、事故機は右旋回で降下し始めた。パイロットは、左右エンジンの推力を非対称とすることで、機体の釣り合いをとった。
事故機は一応の釣り合いを保ったが、平衡状態の近傍で振動的な運動をしていた。上昇と下降は推力の増減により行われたが、変更できるのはあくまで平均的な経路であった。なぜなら事故機ではフゴイド運動と呼ばれる減衰しにくい振動が発生していたためである。フゴイド運動は、上昇と下降を繰り返す振動であり、1分程度の長い周期を持ち長周期モードとも呼ばれる。正常な飛行機であれば、操縦翼面により迎角(主翼と気流のなす角)を制御することで抑制できるが、油圧を失った事故機では、推力の微調整でフゴイド運動を抑える必要があった。
旋回の制御は、左右エンジン推力を非対称にすることで実現した。推力を非対称にすると、主翼の揚力が左右非対称になり、ロール運動を発生させられる。しかし、これも推力を変化させるため、その都度フゴイド運動が発生する。さらに、推力を左右非対称にするとダッチロールと呼ばれる振動も発生する。推力は操作しても実際に変化するまでに遅れがある。事故機は、推力操作から経路変化が現れるまでに20 - 40秒を要した。事故機を操縦するためには、さまざまな乱れの中で間隙を縫うように経路を定め、着地の20 - 40秒前に必要な推力変化を予想しなければならなかった。
正常な着陸時には、高揚力装置を展開し、昇降舵で迎角を増大させて飛行速度を落とす。DC-10型機の通常の着陸速度は、140 - 150ノット(時速約259 - 278キロ)であるが、迎角を変える手段を失った事故機は機首上げができず、平均215ノット(時速約398キロ)で着陸した。前述のように、機長は、早い段階でこのような着陸を想定し、高揚力装置を使用しない着陸データを航空機関士に求めていた。
DC-10型機の油圧系統は、冗長化の考え方で設計されていた。マクドネル・ダグラス社、ユナイテッド航空、そしてFAAは、油圧操縦系統がすべて機能しなくなるような事態はまず起こらないと考えていた。したがって、そのような状況に備えた手順や訓練は用意されなかった。シミュレーター訓練が実施されていたのは、油圧3系統のうち2系統が喪失した状況までだった。本事故を経験したパイロットたちは、全油圧を失った場合の訓練を受けていなかったが、2基のエンジンの操作によりスー・ゲートウェイ空港までたどり着いたtraining。
296人のうち184人が生存できたことは、航空界を驚かせた。事故調査報告書では「安全な着陸は事実上不可能」と述べており、もっと多くの犠牲者が出てもおかしくない事故だった。
乗務員達の行動はクルー・リソース・マネジメント(CRM)の成功例として知られることになった。かつて、機長は機内の権威であり、いわゆる「偉い人」であると捉えられてきた。しかし、航空事故の歴史から「利用可能なあらゆる情報やアイディアを有効活用し、チームとしての総合力を発揮しよう」という考え方が生まれた。これがクルー・リソース・マネジメントの考え方であり、コックピット内の上下関係によらず、機長に対して自由に意見できる文化が育まれるようになった。ユナイテッド航空では、1980年からクルー・リソース・マネジメントが訓練に取り入れられていた。
事故機のパイロットたちは、油圧操縦系統の異常に対処するため、適切なコミュニケーションを取っていた。パイロットたちは、問題への対処手順、考えられる解決法、取るべき方策を話し合っていた。機長は、危機的状況の中でも時にジョークを交えコックピット内の良好な雰囲気作りに努めた。TCA機長が協力を申し出たことに対し、機長は速やかに、積極的に、そして適切に受け入れた。TCA機長は、約20分のスロットル操作を経て、乗務員達と適切なコミュニケーションをとり、推力で事故機を操縦するスキルを身につけていた。しばらくの間、TCA機長は床にひざまずいてスロットルを操作していたが、着陸に備えシートベルトを着ける必要があった。そこで機長はTCA機長に航空機関士席に座るよう指示を出した。航空機関士は座席を譲り、自分は補助席に移って業務を続けた。TCA機長は本来の乗務員ではなかったが、このままスロットル操作を任せた方が適切だと乗員たちは判断し、速やかに行動を取ったのだった。
事故調査報告書では、ユナイテッド航空で10年間実施されてきたクルー・リソース・マネジメント訓練の成果がこれら乗務員達の行動に反映されたとしている。シミュレーター試験の結果から、UAL232便のような状況を模した訓練は有効性がないという結論に至った。事故調査報告書は「あのような状況下でUALの乗員が示した能力は、高く称賛に値し、合理的に期待できる範囲をはるかに超える」と記しているNTSB。
ファン・ディスクの材料となったチタン合金の鋳塊は、消耗電極式真空アーク再溶解(Vacuum Arc Remelting)という方法で製造された。この製造方法を用いる場合、鋳塊中のハードアルファを少なくするために、溶解を繰り返す二重溶解や三重溶解が取られるただし、溶解を繰り返しても完全に欠陥を除去できる保証はない。。事故原因となったファン・ディスクは、その当時主流だった二重溶解で製造されたものだった。そして、皮肉にもこのファン・ディスクが製造された1年後(事故の約18年前)には、GE社は製造工程を改善し、より高品質となる三重溶解に切り替わっていた。
FAAは、旧工程で製造されたファン・ディスクに対し、超音波探傷検査の実施を指示した。この検査により、新たに2基のファン・ディスクに亀裂が発見され、新しいディスクに交換された。そして、GE社は検査マニュアルに超音波探傷検査を追加した。
1989年9月15日、事故を受けてマクドネル・ダグラス社は、すべてのDC-10型機に対する設計変更を発表した。すべての油圧系統に遮断バルブを追加し、油圧低下を検出した際にバルブを閉じるようにした。これにより、本事故と同様の事象が発生した場合に、最小限の油圧と飛行制御を確保できるようにした。
前述のとおり、NTSBのシミュレーター試験により、全油圧を失った場合の操縦法を訓練するのは非現実的という結論に至った。アメリカ航空宇宙局(NASA)は本事故をひとつのきっかけとして、舵面を使用できない場合にコンピュータによるエンジンコントロールで航空機を操縦し、着陸させる方法を開発している。また、日本の三菱重工でも同様の研究が行われている。
事故機には、座席を使用しない(保護者の膝上に座っていた)乳幼児が4人いた。緊急着陸に備えて子供たちは床に寝かせられ、客室乗務員が用意した枕や毛布でできるだけ衝撃を抑えるよう固定されたが、不時着時の衝撃で宙に投げ出された子供もいた。4人の子供のうち3人は助かったが、1名は火災の煙に巻かれ亡くなった。事故後の1990年5月、NTSBは、FAAに対して乳幼児の安全に関する勧告を発行した。本事故は、機内の乳幼児の安全性向上を進めるきっかけのひとつとなった。