飛—續—飛隨機載荷譜是一次飛行接一次飛行地排列飛機所經歷的載荷—時間歷程。每次飛行代表飛機一種特定的典型使用任務。該譜一般以一定的時間作為循環周期，例如 "" ""飛行小時。在一個循環周期內，各次飛行之間的載荷時間歷程有差別，但它們的總和代表飛機所有典型使用任務。這種載荷譜較實際地反映了載荷順序對疲勞損傷、裂紋擴展速率的影響，也是當前壽命估算的主要譜型。
由于飛機在每次飛行中所經歷的載荷及其順序的隨機性很大，現有多種排列每次飛行中載荷順序的方法：一種方法是在每次飛行中按低—高—低的順序排列所有的載荷循環；另一種方法是在每次飛行中，首先按實際情況排列一些可預計的載荷因素、順序或條件，然后用隨機抽樣的辦法排列那些不可預測的載荷因素、順序和條件，這就能較好地反映載荷譜的隨機特性，目前國內外許多機種都采用了這種方法。
%&應力譜
飛機結構設計或試驗使用的疲勞載荷譜一般是重心載荷系數及作用次數的序列，而結構的疲勞破壞往往是發生在零構件的局部危險部位，要進行零構件局部位置的疲勞壽命估算，就需要局部危險部位的應力譜。由載荷譜轉換為局部應力譜需要一個復雜的計算過程。首先我們要知道對應不同載荷系數在飛機結構上的分布載荷，這是由氣動力載荷計算的專業人員提供的。有了飛機結構的載荷分布則可以應用有限元計算方法獲得零構件的作用載荷，再通過細致的工程方法計算或有限元分析才能獲得構件局部細節部位的應力。如果載荷譜中最大一級載荷使零構件的局部區域處于彈性范圍內，那么對其他載荷級只要乘上一個相應的比例系數即可得到這個危險部位的應力譜；如果不在彈性范圍內（零構件的孔邊部位往往進入彈塑性范圍），則需要更復雜的細節應力分析方法（工程修正方法或彈塑性有限元方法）對載荷譜中的各級載荷水平跟蹤計算，以獲得局部應力譜。顯然，獲得零構件局部危險部位的應力譜是估算安全壽命的首要步驟。
在用應力譜估算疲勞壽命時，還要考慮以下兩方面問題：一是應力作用順序問題，二是高低應力幅截除問題，這兩個問題對疲勞壽命估算都有較大的影響。對于作用順序問題同樣采用對載荷譜的排序方法，即程序塊譜編排與隨機抽樣的隨機編排方法。程序塊譜采用低—高—低的編排順序，盡管與實際載荷作用的隨機性相去甚遠，但很多疲勞試驗表明，這種編排順序的壽命統計結果與隨機載荷譜的壽命統計結果相近。采用程序譜方法的意義在于用試驗對分析結果驗證較為容易。關于高低應力幅的截除問題是指在隨機載荷序列中，很小的應力幅值對疲勞損傷和疲勞裂紋擴展速率都無影響，故在譜簡化時應予以刪除；很大的應力幅值對疲勞損傷及裂紋擴展有強烈的遲滯作用，使后續較小范圍內的應力幅對疲勞沒有影響，故在計算和試驗中予以刪除可使壽命估算結果偏于安全。
’&疲勞壽命估算方法
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疲勞壽命分析方法很多，應根據飛機結構構件受循環載荷的應力水平高低和所掌握的材料疲勞性能數據、曲線來適當選擇分析方法。由于實際結構所承受的循環載荷通常是變幅的，因此在選取了適當的疲勞分析方法后，壽命估算大體需要三個計算步驟：
（）由工程方法或數值分析方法計算構件危險部位的應力應變范圍（變幅）。
（"）由應力應變范圍根據材料疲勞性能數據、曲線獲得對應的疲勞壽命。
（）應用累積損傷理論，計算整個載荷譜的疲勞損傷，進而獲得構件的安全壽命。
以下主要介紹應力疲勞分析方法及線性損傷累積理論。
（）應力嚴重系數法。應力嚴重系數法是目前應用較廣泛的應力疲勞分析方法，常用于結構連接壽命估算。它通過細節應力分析，得到緊固件釘孔處的旁路載荷、釘傳載荷。進而求出孔邊的應力嚴重系數（即當量應力集中系數），再利用簡單缺口試件的 —%曲線來估算結構連接壽命。它屬于名義應力法范疇，原則上也適用于缺口元件。
可以看出，釘孔的應力集中主要由空孔引起的應力集中和釘的非均勻擠壓引起的應力集中疊加而成。兩部分引起的孔邊最大應力為
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&’( ) * " )+, /, *+01 3, "（" 45 4""）
式中6+ ———孔應力集中系數；
,
-———板的旁路載荷；
.
/———板寬；
,———板厚；
+01 —
—擠壓應力集中系數；
2—
—釘傳載荷；
"—
—擠壓應力分布系數；
3—
—緊固件直徑。總的應力集中系數為最大應力與參考應力之比，即
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+,( ) ，78 )（/43）,（" 45 4"）78
僅用總的應力集中系數還不能很好地反映連接件的疲勞特性，尚需考慮孔表面狀態和緊固件的充填作用。為此，引入兩個系數 ’和 。把這個既反映孔邊應力集中程度，又反映孔的疲勞特征的系數稱為應力嚴重系數，其定義為
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