飞—续—飞随机载荷谱是一次飞行接一次飞行地排列飞机所经历的载荷—时间历程。每次飞行代表飞机一种特定的典型使用任务。该谱一般以一定的时间作为循环周期，例如 "" ""飞行小时。在一个循环周期内，各次飞行之间的载荷时间历程有差别，但它们的总和代表飞机所有典型使用任务。这种载荷谱较实际地反映了载荷顺序对疲劳损伤、裂纹扩展速率的影响，也是当前寿命估算的主要谱型。
由于飞机在每次飞行中所经历的载荷及其顺序的随机性很大，现有多种排列每次飞行中载荷顺序的方法：一种方法是在每次飞行中按低—高—低的顺序排列所有的载荷循环；另一种方法是在每次飞行中，首先按实际情况排列一些可预计的载荷因素、顺序或条件，然后用随机抽样的办法排列那些不可预测的载荷因素、顺序和条件，这就能较好地反映载荷谱的随机特性，目前国内外许多机种都采用了这种方法。
%&应力谱
飞机结构设计或试验使用的疲劳载荷谱一般是重心载荷系数及作用次数的序列，而结构的疲劳破坏往往是发生在零构件的局部危险部位，要进行零构件局部位置的疲劳寿命估算，就需要局部危险部位的应力谱。由载荷谱转换为局部应力谱需要一个复杂的计算过程。首先我们要知道对应不同载荷系数在飞机结构上的分布载荷，这是由气动力载荷计算的专业人员提供的。有了飞机结构的载荷分布则可以应用有限元计算方法获得零构件的作用载荷，再通过细致的工程方法计算或有限元分析才能获得构件局部细节部位的应力。如果载荷谱中最大一级载荷使零构件的局部区域处于弹性范围内，那么对其他载荷级只要乘上一个相应的比例系数即可得到这个危险部位的应力谱；如果不在弹性范围内（零构件的孔边部位往往进入弹塑性范围），则需要更复杂的细节应力分析方法（工程修正方法或弹塑性有限元方法）对载荷谱中的各级载荷水平跟踪计算，以获得局部应力谱。显然，获得零构件局部危险部位的应力谱是估算安全寿命的首要步骤。
在用应力谱估算疲劳寿命时，还要考虑以下两方面问题：一是应力作用顺序问题，二是高低应力幅截除问题，这两个问题对疲劳寿命估算都有较大的影响。对于作用顺序问题同样采用对载荷谱的排序方法，即程序块谱编排与随机抽样的随机编排方法。程序块谱采用低—高—低的编排顺序，尽管与实际载荷作用的随机性相去甚远，但很多疲劳试验表明，这种编排顺序的寿命统计结果与随机载荷谱的寿命统计结果相近。采用程序谱方法的意义在于用试验对分析结果验证较为容易。关于高低应力幅的截除问题是指在随机载荷序列中，很小的应力幅值对疲劳损伤和疲劳裂纹扩展速率都无影响，故在谱简化时应予以删除；很大的应力幅值对疲劳损伤及裂纹扩展有强烈的迟滞作用，使后续较小范围内的应力幅对疲劳没有影响，故在计算和试验中予以删除可使寿命估算结果偏于安全。
’&疲劳寿命估算方法
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疲劳寿命分析方法很多，应根据飞机结构构件受循环载荷的应力水平高低和所掌握的材料疲劳性能数据、曲线来适当选择分析方法。由于实际结构所承受的循环载荷通常是变幅的，因此在选取了适当的疲劳分析方法后，寿命估算大体需要三个计算步骤：
（）由工程方法或数值分析方法计算构件危险部位的应力应变范围（变幅）。
（"）由应力应变范围根据材料疲劳性能数据、曲线获得对应的疲劳寿命。
（）应用累积损伤理论，计算整个载荷谱的疲劳损伤，进而获得构件的安全寿命。
以下主要介绍应力疲劳分析方法及线性损伤累积理论。
（）应力严重系数法。应力严重系数法是目前应用较广泛的应力疲劳分析方法，常用于结构连接寿命估算。它通过细节应力分析，得到紧固件钉孔处的旁路载荷、钉传载荷。进而求出孔边的应力严重系数（即当量应力集中系数），再利用简单缺口试件的 —%曲线来估算结构连接寿命。它属于名义应力法范畴，原则上也适用于缺口元件。
可以看出，钉孔的应力集中主要由空孔引起的应力集中和钉的非均匀挤压引起的应力集中叠加而成。两部分引起的孔边最大应力为
-. 2
&’( ) * " )+, /, *+01 3, "（" 45 4""）
式中6+ ———孔应力集中系数；
,
-———板的旁路载荷；
.
/———板宽；
,———板厚；
+01 —
—挤压应力集中系数；
2—
—钉传载荷；
"—
—挤压应力分布系数；
3—
—紧固件直径。总的应力集中系数为最大应力与参考应力之比，即
&’( -. *2
+,( ) ，78 )（/43）,（" 45 4"）78
仅用总的应力集中系数还不能很好地反映连接件的疲劳特性，尚需考虑孔表面状态和紧固件的充填作用。为此，引入两个系数 ’和 。把这个既反映孔边应力集中程度，又反映孔的疲劳特征的系数称为应力严重系数，其定义为
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