Экипаж 219 летного отряда выполнял рейс №5143 Карши-Уфа-Ленинград. Вылет по расписанию должен был состояться в 18:45. Самолет Ту-154Б-2 №85311, который был поставлен на этот рейс, прибыл из Ташкента рейсом У-175 в 18:18 (экипаж, назначенный на рейс №5143, находился в пассажирском салоне). В связи с поздним прибытием самолета и его повторной заправкой топливом вылет состоялся с задержкой. Экипаж произвел взлет в 23:00 при температуре воздуха +33°С. На борту находилось 139 взрослых пассажиров, 25 детей в возрасте от 5 до 12 лет и 27 детей (без мест) в возрасте до 5 лет. Взлетная масса самолета составляла 92 235 кг, центровка 26,1 % САХ, что не превышало допустимых значений для фактических условий взлета.
    Набор высоты осуществлялся на номинальном режиме работы двигателей. Максимальная приборная скорость 515 км/ч была достигнута на высоте 1 800 м и не превышала установленных ограничений. На высоте 5 300 м на приборной скорости 470 км/ч экипаж включил систему автоматического управления самолетом (САУ) и использовал режим стабилизации крена, курса, тангажа. Закон изменения приборной скорости практически соответствовал режиму максимальной скороподъемности (МС), предусмотренного в РЛЭ графиком для набора практического потолка. Для выбранного режима набора высоты (МС) применение САУ в режиме стабилизации крена, курса, тангажа является обоснованным и не противоречит РЛЭ. В момент включения САУ угол тангажа составлял 6° и в дальнейшем практически не менялся. Высоту 11 000 м самолет набрал за 33 минуты, скорость на этой высоте составила 430 км/ч и уменьшилась до 405 км/ч при дальнейшем наборе до 11 400 м. В 23:40:20 самолет был выведен на эшелон 11 600 м на скорости, близкой к рекомендованной для режима МС. Общее время набора высоты составило 40 минут 20 сек при средней вертикальной скорости 4,6 м/с. Полетная масса при занятии эшелона 11 600 м составила 86 500 кг, центровка около 28% САХ, что не выходило за параметры, установленные РЛЭ.
    Полет проходил в автоматическом режиме стабилизации крена, курса и тангажа в теплой воздушной массе по периферии струйного течения с направлением ветра 290°, скоростью 110 км/ч с положительным отклонением температуры наружного воздуха от международной стандартной атмосферы на 16,5°С (для высот тропопаузы, от 11 000 м, МСА постоянная и равна -56,5°С). Струйное течение с максимальной скоростью 200 км/ч располагалось над Аральским морем перпендикулярно маршруту полета. Вертикальные порывы не превышали 1,85 м/с и заметного влияния на динамику полета не оказывали. Углы атаки и тангажа в полете на эшелоне практически не изменялись, скорость по прибору составляла 400-405 км/ч и в течение 1 минуты и 20 секунд заметно не увеличивалась при неизменном режиме работы двигателей 85%, что свидетельствует о незначительном избытке тяги, характерном для полета на практическом потолке. Фактическое значение избытка тяги составляло 260 кг, что обеспечивало темп горизонтального разгона самолета не более 0,05 км/ч по прибору.
    В 23:41:38 экипаж с целью корректировки высоты переместил рукоятку управления тангажом САУ «от себя», в результате чего увеличилась вертикальная скорость снижения до 3-4 м/с, и затем, стремясь не допустить значительной потери высоты, переместил ее «на себя». В результате, за 5 секунд, угол тангажа увеличился до 10° и самолет со средней перегрузкой 1,36 ед. был выведен на угол атаки (9,2° по указателю) начала предсрывной тряски со срабатыванием сигнализации «критический угол атаки» автомата углов атаки и сигнализации перегрузок (АУАСП), что свидетельствует о выходе самолета за ограничения по углу атаки. Вертикальная скорость, при этом, увеличилась, и самолет перешел в набор высоты. При возникновении сигнала «критический угол атаки» АУАСП практически без задержки вмешался в управление и отклонил колонку штурвала «от себя» на 2,5° с уменьшением перегрузки до 0,8 ед. Угол тангажа уменьшился до 5°. Приборная скорость составила 390 км/ч. Через 15 секунд срабатывания АУАСП экипаж отключил САУ кнопкой быстрого отключения. Общее изменение высоты полета при указанном маневре составило не более +/- 70 м. РУД всех трех двигателей в момент срабатывания АУАСП были переведены в положение, близкое к полетному малому газу. Кто из членов экипажа перевел РУД и причину этого однозначно установить не представилось возможным. Предположительными причинами могут являться:
    а) возможное повышение температуры газов за турбиной в пределах, не регистрируемых системой МСРП-64;
    б) возможное увеличение уровня вибраций на одном или двух двигателях, нефиксируемое МСРП-64 командой «Вибрация велика», что требует согласно РЛЭ уменьшения режима работы двигателей;
    в) ошибочное восприятие экипажем предсрывной тряски самолета за признак неустойчивой работы двигателей (помпаж);
    г) возможная реакция экипажа на рост угла тангажа и вертикальной скорости набора высоты, что могло привести к необходимости уменьшения тяги для выдерживания высоты полета.
    Через 3 секунды после отключения САУ вертикальная скорость снижения увеличилась до 5 - 6 м/с. Экипаж отклонением колонки штурвала «на себя» на 5° повторно вывел самолет на углы атаки срабатывания сигнализации «критический угол атаки» АУАСП. Угол тангажа при этом увеличился до 10°. Через 4 секунды после второго срабатывания АУАСП на записи МСРП-64 команда «критический угол атаки» пропала. Звуковая и световая сигнализация в пилотской кабине прекратила работать. При этом стрелка указателя угла атаки на АУАСП замерла на 9,3° (красный сектор критического угла атаки) и в дальнейшем на изменение углов положения самолета не реагировала. Предположительной причиной прекращения работы АУАСП может быть обесточивание его электропитания по постоянному току 27В вследствие перегорания предохранителя СП-2 в блоке БК-2Р или выключения сдвоенного выключателя 2В-200К включения АУАСП.
    На второе срабатывание АУАСП экипаж отреагировал отклонением штурвала «от себя» на 2,5 - 3°, что привело к уменьшению угла тангажа до 6°. Приборная скорость уменьшилась до 380 км/ч.
    В дальнейшем полет проходил с постепенным увеличением угла атаки и интенсивной тряской самолета в режиме торможения с темпом около 1,5 км/ч в секунду. Вертикальная скорость изменялась в диапазоне +/- 5 м/с. Высота полета увеличилась на 200 м относительно исходного эшелона. При увеличении угла атаки до 14° в 23:42:53 на скорости 330-335 км/ч на боковых двигателях начали развиваться явные помпажные явления. Экипаж, стремясь предотвратить рост температуры и самовыключение двигателей, через 53 сек. и 81 сек. после первой уборки РУД ступенчато уменьшил режим работы двигателей вплоть до минимального и принял меры к уменьшению угла атаки до 5°. Вертикальная скорость снижения при этом увеличилась до 20-25 м/с. Однако это не предотвратило дальнейшего торможения самолета с темпом 1,5-2 км/ч в секунду. Скорость по прибору уменьшилась до 290 км/ч. В 23:43:18 самолет вышел на углы атаки более 20° на режимы подхвата и сваливания. Самовыключение боковых двигателей произошло на углах атаки 15,5 - 18°. Средний двигатель выключился на углах атаки более 25°.
    Неполная и кратковременная отдача штурвала «от себя» в процессе сваливания не предотвратила кабрирования самолета и перехода в штопор. Общее время развития особой ситуации с момента первого срабатывания АУАСП до перехода самолета в штопор составила 77 секунд.
    В процессе снижения в режиме плоского штопора с вертикальной скоростью около 80 м/с экипаж на высоте 10 300 м в 23:43:46 доложил об отказе всех двигателей. КВС дал команду на выключение двигателей и сообщил о беспорядочном вращении самолета и что экипаж принимает меры. Информация на землю передавалась в течение 30 секунд. Бортинженер продублировал выключение двигателей и выключил рулевые агрегаты РА-56. В процессе падения экипажем выпускались средние интерцепторы, проводилась работа по подготовке к запуску и запуск ВСУ. В дальнейшем, на высоте 3 000 м, экипаж отклонением элеронов «по штопору» приостановил вращение самолета, однако других мер по выводу его из штопора предпринять не успел. В 23:46 самолет столкнулся с землей в пустынной равнинной местности в 68 км северо-восточнее Учкудука (42°24’ СШ, 64°17’ ВД) практически без крена и поступательной скорости. Первое касание произошло нижней частью хвостовой части фюзеляжа. Самолет полностью разрушился и сгорел.