Катастрофа L-188 под Баффало

Lockheed L-188A Electra с регистрационным номером N9705C (заводской — 1090[1]) на момент происшествия был совершенно новым самолётом. Его окончательная сборка началась на заводе в Бербанке (Калифорния) в апреле того же, 1959 года, а 4 сентября, всего за 25 дней до катастрофы, он совершил свой первый испытательный полёт[2]. Всего самолёт совершил три испытательных и один приёмочный полёт, после чего 18 сентября его принял заказчик — американская авиакомпания Braniff Airways (Braniff International Airways, или коротко Braniff)[3]. Четыре турбовинтовых двигателя были модели 501-D13 фирмы Allison и оборудованы воздушными винтами A6441FN-606 производства фирмы Aero Products (Allison и Aero Products являются подразделениями General Motors)[4]. Двигатель № 1 на момент установки на самолёт имел наработку 26 часов 25 минут, тогда как остальные три двигателя, а также все четыре воздушных винта, были совершенно новыми, с нулевой наработкой[3].

После приёмки борт N9705C был направлен в аэропорт Лав-Филд города Даллас — узловой аэропорт компании Braniff, после чего прошёл необходимые приёмочные проверки. После этого, на момент вылета из Хьюстона, самолёт успел налетать в ходе эксплуатации 122 часа, а его общий налёт (включая испытательные полёты) составил 132 часа 33 минуты. Таким образом, самолёт ни разу не проходил процедуру периодического контроля, так как регламент технического обслуживания устанавливал для неё периодичность в 205 лётных часов. Самолёт имел все необходимые сертификаты о проверках и допусках. Также в авиакомпании имелась специальная группа по мониторингу эксплуатации парка L-188, которая регистрировала все замечания по каждому борту. Относительно борта N9705C не было ни одной значимой записи. Все замеченные в процессе эксплуатации самолёта отказы были устранены и на момент вылета в роковой рейс он был технически исправен[3].

За неделю до происшествия, 22 сентября, борт N9705C был использован для выполнения тренировочного полёта, в ходе которого при выходе из сваливания возник бафтинг, параметры которого превысили допустимые в эксплуатации значения. Но командир борта выразил мнение, что целостность и прочность конструкции не пострадала и нет необходимости проводить внеплановый контроль[3].

Лётный экипаж (в кабине) состоял из трёх человек[5]:

• Командир воздушного судна — 47-летний Уилсон Элза Стоун (англ. Wilson Elza Stone). В авиакомпании Braniff с 22 апреля 1939 года, имел квалификацию пилота одно- и многомоторных самолётов, в том числе на типы Douglas DC-3, -4, -6, -7C, Convair CV-340, -440 и Lockheed L-188 Electra. Его общий лётный стаж составлял 20 726 часов, в том числе 68 часов 39 минут на Electra;
• Второй пилот — 39-летний Дэн Холлауэлл (англ. Dan Hollowell). В авиакомпании Braniff с 29 ноября 1948 года, имел квалификацию пилота, в том числе на типы Douglas DC-3, Convair CV-340 и -440. Его общий лётный стаж составлял 11 316 часов, в том числе 95 часов 30 минут на Electra;
• Бортинженер — 29-летний Роланд Лонгилл (англ. Roland Longhill). В авиакомпании Braniff с 16 июля 1956 года, . Его общий лётный стаж составлял 3191 час 35 минут, в том числе 83 часа 3 минуты на Electra.

В салоне работали три бортпроводника[5]:

• 25-летняя Алвилин Харрисон (англ. Alvilyn Harrison). В авиакомпании Braniff с 29 декабря 1953 года, обучение на Electra завершила 4 июня 1959 года;
• 24-летняя Бетти Раш (англ. Betty Rusch). В авиакомпании Braniff с 18 апреля 1956 года, обучение на Electra завершила 2 июня 1959 года;
• 25-летняя Леона Уинклер (англ. Leona Winkler). В авиакомпании Braniff с 21 марта 1958 года, обучение на Electra завершила 4 июня 1959 года.

Также на борту как служебный пассажир находился 35-летний авиатехник Уэнделл Джон Ид (англ. Wendell John Ide), работавший в авиакомпании Braniff с 9 июля 1951 года[5].

В тот день самолёт выполнял регулярный пассажирский рейс BN-542 по маршруту Хьюстон — Даллас — Вашингтон — Нью-Йорк. Время в пути от Хьюстона до Далласа должно было составлять 41 минуту, а всего на борту находились 28 пассажиров (включая одного служебного) и 6 членов экипажа (три члена лётного экипажа и три бортпроводника); запас топлива в баках был 17 000 фунтов (7700 кг). Общий фактический вес авиалайнера был 83 252 фунта (37 762 кг) при максимальном установленном для данного рейса 99 800 фунтов (45 300 кг). В предыдущем рейсе произошёл отказ генератора № 3, в связи с чем перед вылетом из Хьюстона была произведена замена регуляторов напряжения № 3 и 4[6].

Из-за работ по ремонту электрооборудования рейс 542 был вынужден задержаться на 22 минуты и отошёл от перрона в 22:37[* 2]. Погодные условия в это время были хорошими — рассеянные облака на высотах свыше 20 000 футов (6100 м), видимость 10—15 миль (16—24 км)[6]. Диспетчер дал экипажу разрешение на полёт по приборам в направлении всенаправленного радиомаяка «Леона» по воздушному коридору «Виктор 13», сохраняя при этом высоту 2300 футов (700 м) до пересечения коридора «Побережье залива» (англ. Gulf Coast), после чего подниматься до 9000 футов (2700 м) и следовать прямо на Леону. В 22:40 диспетчер дал разрешение на взлёт, а в 22:42 экипаж доложил о готовности к взлёту, после чего борт N9705C поднялся в воздух, о чём было доложено в 22:44[7].

После взлёта диспетчер управления вылетами аэропорта Хьюстона сообщил рейсу 542, что наблюдает его на экране радиолокатора, после чего попросил экипаж доложить, когда азимут на радиомаяк «Хьюстон» составит 345°. После пересечения коридора «Побережье залива» экипаж получил разрешение подниматься до 9000 футов (2700 м) и переходить на связь с центром в Сан-Антонио на частоте 121,1 МГц. В 22:51 экипаж по радиосвязи связался с офисом своей авиакомпании и передал об отъезде из Хьюстона в 22:37, взлёте в 22:42, заданном эшелоне полёта 15 000 футов (4600 м), на который получил разрешение, и расчётном достижении Далласа в 23:25, после чего попросил передать эту информацию в центральный офис. Примерно через минуту (22:52) с рейса 542 в диспетчерский центр Сан-Антонио было доложено о прохождении пересечения коридора «Побережье залива» на высоте 9000 футов, на что было дано разрешение подниматься до эшелона 15 000 футов (4600 м) и следовать на Даллас по маршруту Леона — Тринидад — Форни — Даллас[7].

В 23:05 с самолёта в Сан-Антонио доложили о прохождении Леоны в 23:05 на высоте 15 000 футов, на что было дано указание переходить на связь с Форт-Уэртом на частоте 120,8 МГц. Экипаж подтвердил получение информации, после чего перешёл на связь с офисом авиакомпании и передал сообщение для обслуживания в Далласе, что с генераторами проблема в целом разрешена, но надо как следует изолировать клеммную колодку третьего воздушного винта, так как из-за дефицита времени это не успели сделать в Хьюстоне. Также для обслуживающего персонала было передано, что не работает помповый насос № 3. Передача закончилась в 23:07, и это был последний известный радиообмен с бортом N9705C. После этого экипаж на связь уже не выходил и никаких сообщений не передавал[7].

В 23:09 люди на земле неожиданно услышали звук, похожий на раскат грома или громкий хлопок, а в ночном небе появился огненный шар[8]. Затем борт N9705C рухнул в 19,7 морских милях к северу от Леоны и в 3,19 милях (5,9 км) к востоку-юго-востоку от Баффало[7]. При ударе о землю авиалайнер полностью разрушился, а все находящиеся в нём 34 человека погибли[6].

В истории Lockheed Electra это было всего второе происшествие после катастрофы в Нью-Йорке, причём то был совсем другой случай — экипаж при заходе на посадку не следил за высотой и врезался в реку

.

На момент событий трагедия рейса 542 была по сути уникальным случаем, подобных происшествий до этого ещё не было. Но 17 марта 1960 года, спустя всего полгода после катастрофы близ Баффало, другой L-188, уже компании Northwest Airlines, при подобных обстоятельствах потерпел катастрофу близ Каннелтона (Индиана). Авиационная промышленность была в шоке от этих двух странных катастроф, которые произошли по схожему сценарию — самолёт выполнял нормальный полёт на заданной высоте и при хороших погодных условиях, когда у него вдруг неожиданно отделялось крыло. Причём если в случае с катастрофой в Индиане случившееся ещё можно было объяснить сильной турбулентностью, о которой сообщали и с других самолётов, то в случае с катастрофой в Техасе такой вариант уже не подходил, так как экипажи других самолётов сообщали лишь об умеренной турбулентности либо вовсе о спокойной погоде[22][10].

В то время эксплуатировались уже около 130 самолётов данного типа, а сразу две аналогичные катастрофы привели к появлению кризиса доверия не только к Lockheed L-188, но и к турбовинтовым самолётам вообще[23]. В результате 20 марта 1960 года Федеральное управление гражданской авиации США (FAA) в качестве временной непредвиденной меры выпустило сертификат лётной годности, согласно которому крейсерская скорость самолётов «Электра» была снижена с 324 до 275 узлов (0,55 Маха). А 25 марта дополнительно была внедрена специальная поправка № 134 со следующими мерами[24]:

1. Крейсерская скорость была дополнительно снижена до 225 узлов, а максимальная — до 245 узлов. Дело в том, что обе катастрофы, как предполагалось, произошли на скорости, близкой к 275 узлам, то есть было рекомендовано ещё больше снизить максимальные скорости. Также было рекомендовано внести доработку в конструкцию автопилота, чтобы он отключался, если шаг винтов устанавливался в нулевое или максимальное положение. Помимо этого, от операторов самолёта потребовали точно соблюдать установленные для данного типа самолётов руководства по выполнению заправки топливом.
2. В течение 30 дней требовалось провести тщательную проверку по влиянию турбулентности на конструкцию самолёта, при этом акцентировать внимание на повреждения рёбер жёсткости и заклёпочных соединений. Также в указанный срок требовалось провести проверки рулей высоты и связанных с ними систем. Также требовалось проводить регулярные проверки топливных баков на предмет течи после испытаний повышенным давлением и проверки структур самолёта после различных инцидентов, связанных с сильной турбулентностью, жёсткими посадками и посадками с высоким весом.
3. Главному отделу лётных стандартов (англ. Chiefs, Flight Standards Divisions) было дано указание на протяжении 30 дней провести проверки по наблюдению и контролю самолётов L-188 по их полётной эксплуатации и тренировкам. Особенно инспекторы должны были акцентировать внимание на планировании полётов, предполётных подготовках, выборах скоростей полёта, руководствах по лётной эксплуатации, ненормальной работе оборудования, действиях после выполнения полёта, а также лётных тренировках.

Сотрудники НАСА проводят испытания модели самолёта в аэродинамической трубе

По изучению обломков было определено, что в обоих случаях отделению крыла предшествовало колебание в районе редуктора его крайнего двигателя. Это явление, когда вал воздушного винта начинает колебаться под действием гироскопических моментов, возникающих на вращающемся воздушном винте, закреплённом (вместе с мотогондолой) на упругом крыле посредством упругих связей, известно как флаттер воздушного винта. Его теоретическое исследование началось ещё с конца 1930-х годов. На практике, однако, до появления самолёта Локхид L-188 с этим явлением не сталкивались. Самолёт L-188 отличался от своих поршневых предшественников турбовинтовыми двигателям с высокой частотой вращения и значительным диаметром воздушных винтов, а также развивал гораздо более высокие скорости, что могло создать условия для развития флаттера воздушного винта. Поэтому было решено провести испытания модели данного лайнера в принадлежащем НАСА научно-исследовательском центре Лэнгли (Хэмптон, штат Виргиния), где имелась дозвуковая аэродинамическая труба длиной 19 футов (5,8 м)[25]. Стоит отметить, что впервые в истории данной установки в ней испытывали модель уже существующего самолёта, а не различные проекты[23].

Для испытаний взяли уже существующую модель Lockheed Electra в масштабе 1:8, которую ранее использовали для испытаний на явление флаттера перед получением сертификата на данный тип самолёта, но теперь модель для испытаний была несколько модифицирована[25]. Внесённые изменения включали обеспечение возможности авторотации воздушных винтов и регулирования жёсткости узлов крепления двигателей. Во время эксперимента модель устанавливалась на специальном разработанном в Boeing вертикальном стержне, который позволял (в ограниченных пределах) имитировать условия свободного полёта. Исследования выполнялись совместно инженерами НАСА и авиастроительных корпораций Lockheed и Boeing, всего с мая 1960 по декабрь 1961 года в аэродинамической трубе было проведено 9 различных аэродинамических экспериментов с моделью. Помимо испытаний целой модели, в трубе исследовали также отдельно снятую с модели мотогондолу с воздушным винтом, а также закреплённую на боковой стенке консоль крыла с мотогондолами. В ходе данных испытаний сотрудники Уилмер Х. Рид III (англ. Wilmer H. Reed III) и Сэмюэль Р. Блэнд (англ. Samuel R. Bland) создали методики для математического анализа флаттера воздушного винта, благодаря чему было значительно упрощено прогнозирование и предотвращение данного явления[26].

Эти испытания подтвердили, что при снижении жёсткости узлов крепления двигателя по сравнению с изначально заложенной в конструкции, на L-188 действительно может возникать флаттер воздушного винта. В условиях реальной эксплуатации жёсткость опор двигателей может снижаться при жёстких посадках, что было довольно распространено из-за недостаточного опыта экипажей по пилотированию турбовинтовых самолётов, либо при столкновении во время полёта с очень сильной турбулентностью. Когда на этапе сертификации модель самолёта испытывали в стандартных условиях, то флаттер не наблюдался. В эксперименте НАСА после испытаний в стандартных условиях жёсткость опор внешних мотогондол (двигатели № 1 и 4) была снижена, что немедленно привело к сильным колебания. Более того, в случае если возникал опасный резонанс с колебаниями крыла, то в считанные секунды у модели отрывало крыло. Было доказано, что подобная ситуация могла произойти и на реальном самолёте, причём на разрушение конструкции ушло бы всего несколько секунд[27].

Ещё в начале расследования, когда не было никаких нормальных версий о причинах, следователи прорабатывали множество вариантов. Но постепенно стало понятно, что большинство из версий можно было смело отбросить. Так, самолёт был ещё совсем новым и даже не успел пройти технического обслуживания, а пилотировал его опытный экипаж, хотя ни у одного из находящихся в кабине не было и 100 часов работы на данном типе. Вероятность, что кто-то из них потерял способность управлять летательным аппаратом слишком мала, даже несмотря на вдыхание дыма, а потому не могло привести к происшествию. Сам полёт выполнялся при ясном небе, где по данным метеонаблюдений не было признаков образования сильной турбулентности, включая градиенты ветров по вертикали и горизонтали, воздушные ямы, струйные течения. Никаких других самолётов или летающих объектов в этом районе не находилось, а потому столкновения в воздухе или попытки уклонения от него не было[10].

Спустя полгода произошла катастрофа близ Каннелтона, которая в целом повторяла катастрофу у Баффало, поэтому была начата программа по переоценке самолёта, включая испытания в центре НАСА. Те испытания показали, что причиной катастрофы стал флаттер воздушного винта, который создавал вибрацию, передающуюся далее на всю силовую установку и далее на крыло, после чего в случае резонанса происходило разрушение. Но следователи, которые расследовали катастрофу самолёта Braniff, всё-таки обратили внимание, что к ней не подходит данное заключение. Ведь ещё при сертификационных испытаниях модели самолёта при имитации полёта с крейсерской скоростью и даже выше было отмечено, что крыло имеет высокую степень демпфирования, тем самым поглощая энергию, создаваемых различными колебаниями. Да и проведённые позже в НАСА испытания в большинстве случаев показывали такие же результаты. Также небольшая часть энергии гасится различными конструкциями, как, например, опоры двигателя[28].

Для создания флаттера, который мог бы привести к разрушению крыла, по мнению комиссии, требовались дополнительно какие-то ещё внешние силы. И здесь можно обратить внимание на аэродинамические силы, которые, как правило, также гасят колебания крыла, но при существенных изменениях могут действовать наоборот — усиливать эти самые колебания. Так как сама конструкция крыла предусматривает устойчивость к флаттеру, то источником внешних возмущений, получается, могут быть воздушные винты и управляющие поверхности. Исследования показали, что управляющие поверхности не могут создавать сильные колебания, которые могли бы разрушить крыло. Таким образом, остаются только воздушные винты[28].

В нормальных условиях винты работают в стабильном режиме; ненормальная работа возникает в таких ситуациях, как превышение воздушной скорости либо биение винта. Проведённые в НАСА исследования обнаружили, что в случае ослабления некоторых элементов конструкции, например, опор двигателя, биение воздушного винта могло приводить к колебаниям крыла. Работающий воздушный винт подобен гироскопу и будет стремиться оставаться в плоскости вращения, пока его не сместит какая-то сильная внешняя сила, при этом в случае возникновения данной силы либо момента винт будет реагировать под направлением, перпендикулярным к этой силе. Так, если винт повернуть вверх, то его опоры будут поворачивать его обратно вниз, но сам винт, за счёт прецессии, будет стремиться отклониться влево. Этим он создаст сопротивление отклонению оси вращения, которое в свою очередь будет направлено вниз, после чего передано корпусу, который на это отреагирует созданием силы, направленной вправо, сопротивление которой уже будет направлено вверх. Такая круговерть известна как «режим кругового движения» (англ. whirl mode), а само её направление противоположно вращению винта[28][29].

Такое круговое колебание в нормальном режиме на самолётах «Электра» происходит внутри самой конструкции двигателя, за его пределы не выходит и быстро затухает. Собственные колебания двигателя при этом имеют частоту 5 Гц. Однако если жёсткость опор была снижена за счёт неправильной установки, разрушения или повреждения силового набора двигателя, мотогондолы и так далее, то в этом случае поглощение энергии от такого вращения сил будет снижено, что уже меняет ситуацию, и данное явление становится опасным. Прежде всего, колебания становятся выше, а значит, и более сильными, что приводит к повреждению опор вала винта. Возникает замкнутый круг, когда износ опор увеличивает амплитуду колебаний винта, в результате которых увеличивается износ опор. Заодно увеличение амплитуды колебаний ведёт к снижению их частоты. Собственная частота крыла на кручение составляет примерно 3,5 Гц, а на изгиб — 2 Гц. Если из-за снижения частоты колебаний винта частота мотогондолы снизится до 3 Гц, то возникает резонанс с собственными колебаниями крыла, который приводит к увеличению колебаний последнего. Вот так флаттер и может привести к мощным гармоническим колебаниям, способным разрушить крыло, что и наблюдалось на тестах в Лэнгли[29].

Такие выводы согласуются с результатами тестов в НАСА, но есть один нюанс: для возникновения флаттера требовалось предварительное ослабление конструкции, в противном случае этого явления не наблюдалось. Однако разбившийся борт N9705C был совершенно новым, а в его истории не было случаев жёсткой посадки либо попадания в сильную турбулентность. Да и исследование конструкции двигателя № 1, который мог быть источником опасных колебаний, не обнаружило никаких признаков усталости металла. Да, за неделю до происшествия авиалайнер в ходе учебного полёта при выходе из сваливания повторно вышел на закритические углы атаки из-за ошибок пилотирования, в результате чего подвергся сильным перегрузкам, но по результатам расследования такого случая вероятность повреждения конструкции была отклонена[30][31].

Само разрушение левого крыла произошло словно от избытка подъёмной силы, тогда как разрушение горизонтального стабилизатора, а также хвостовой части, по результатам исследования, было несколько иным. Проведённые в Lockheed испытания показали, что при скорости 275 узлов, на которой выполнялся полёт, крыло и стабилизатор одинаково подвергаются воздействию положительной вертикальной силы, тогда как при скорости более высокой крыло уже начинает испытывать более сильное воздействие, нежели хвостовое оперение. Если предположить, что причиной разрушения крыла стала высокая нагрузка при скорости 275 узлов или выше, то её могли вызвать опасные перегрузки, сбой в работе автопилота, гипотетическая турбулентность, резкий манёвр уклонения от столкновения либо потеря управления из-за каких-либо других причин. Хотя предпоследний вариант можно отбросить, так как в этом районе других самолётов не наблюдалось[32].

Вообще, потеря управления по «другим причинам» может возникнуть по вине пилотов при резком снижении либо входе в нисходящую спираль. Согласно показаниям очевидцев, огненный шар, вызванный воспламенением находящегося в отделившемся крыле топлива, появился на высоте 15 000 футов (4600 м) или выше. Таким образом, есть вероятность, что экипаж умышленно либо непреднамеренно начал выполнять подъём, пока не потерял управление, после чего самолёт, быстро снижаясь, разогнался быстрее критической скорости. Версия о разрушении самолёта от перегрузок при выходе из снижения маловероятна, так как с учётом фактического веса авиалайнера его для этого надо было разогнать до скорости значительно выше допустимой. Версии о намеренном подъёме противоречит факт, что у экипажа не было смысла это делать, да и запроса такого не было. А чтобы экипаж не заметил подъём, для этого он должен был длительное время не следить за показаниями приборов, но за три—четыре минуты до катастрофы с самолёта на землю доложили о высоте полёта 15 000 футов. Проанализировав версию о разрушении крыла из-за чрезмерной подъёмной силы, следователи были вынуждены признать, что она несостоятельна, а реальная причина на самом деле куда глубже[32].

Так следователи вернулись к рассмотрению версии о круговых колебаниях винта. В принципе, в пользу её, но не как доказательство, служат показания наземных очевидцев о сильном шуме, возникшем примерно за 33 секунды до возгорания топлива и длящегося где-то секунд 20—40. Так как исследование двигателей не показало существенного превышения скорости и частоты вращения, то следователи предположили, что те вращались с номинальной частотой. Тогда было сделано предположение о «режиме вращения», для проверки чего следователи от Совета по гражданской авиации совместно с Lockheed провели серию исследований, по результатам которых было определено, что при круговых колебаниях валов винтов возникает шум с силой 120 децибел[* 3]. Что ещё могло бы издавать шум, подобный тому, что слышали очевидцы, следователи определить не смогли[31].

В конце апреля 1961 года Совет по гражданской авиации опубликовал отчёты по результатам расследования катастроф самолётов «Локхид Электра» близ Баффало и Каннелтона (28 и 24 апреля 1961 года соответственно), согласно которым причиной стало разрушение и отделение крыла (левого и правого соответственно). Касательно катастрофы у Баффало разрушение крыла было вызвано колебаниями, создаваемых незатухающими круговыми колебаниями воздушного винта. Причину последних следователи определить не смогли, так как для их возникновения требовалось снижение жёсткости конструкции в результате повреждений, которые однако не были обнаружены[33].

Последняя построенная «Электра» в 1982 году в период эксплуатации в Панамских ВВС

По результатам расследования корпорация Lockheed внесла изменения в конструкцию самолётов типа L-188 Electra, в том числе переделала узлы креплений двигателей, гондол и капотов, а также повысила прочность конструкции крыла. Больше катастроф «Электры» по причине флаттера воздушного винта уже не происходило[34]. Также, как уже сказано выше, в период испытаний в НАСА были созданы новые методики по прогнозированию и предупреждению возникновения флаттера[26]. Авиастроительной корпорации Lockheed вся программа обошлась в 25 миллионов долларов. Однако целая череда происшествий с участием «Электры», как например катастрофа в Бостоне 4 октября 1960 года (при взлёте врезался в стаю птиц, 62 погибших), сильно «подмочили» репутацию этого авиалайнера. К тому же в авиации уже началась эра реактивных самолётов, а американское небо бороздили первые Boeing 707 и Douglas DC-8[35]. К январю 1961 года выпуск Lockheed L-188 Electra был прекращён; последним стал самолёт с заводским номером 2022, переданный индонезийской авиакомпании Garuda Indonesia 15 января 1961 года (регистрационный номер — PK-GLC)[36].

13 июня 1963 года Федеральным агентством авиации была предложена поправка о внесении изменений в Положения гражданской авиации пункт 4b.308, чтобы конструкция самолётов рассчитывалась на повышение упругости с учётом возникновения флаттера[37]. В октябре 1964 года данная поправка была вынесена на рассмотрение, а в следующем месяце, конкретно 3 ноября, принята[38].

• BRANIFF AIRWAYS, INC., LOCKHEED ELECTRA, N 9705C, BUFFALO, TEXAS, SEPTEMBER 29, 1959 (англ.) (недоступная ссылка). Совет по гражданской авиации (28 апреля 1961). Дата обращения: 28 мая 2015. Архивировано 29 января 2016 года.
• Chambers, Joseph R. Flutter // Concept to Reality: Contributions of the Langley Research Center to U.S. Civil Aircraft of the 1990s. — Washington, D.C.: НАСА, 2003. — P. 89—109. — (NASA history series).