| 名义应力法是最早形成的抗疲劳设计方法，它以材料或零件的S—N曲线为基础，对照试件或结构疲劳危险部位的应力集中系数和名义应力，结合疲劳损伤累积理论，校核疲劳强度或计算疲劳寿命。名义应力法假定：对于相同材料制成的任意构件，只要应力集中系数KT相同，载荷谱相同，则它们的寿命相同。此法中名义应力和应力集中系数为控制参数。
名义应力法估算结构疲劳寿命的步骤为：
(1) 确定结构中的疲劳危险部位；
(2) 求出危险部位的名义应力和应力集中系数KT；
(3) 根据载荷谱确定危险部位的名义应力谱；
(4) 应用插值法求出当前应力集中系数和应力水平下的S—N曲线，查S—N曲线；
(5) 应用疲劳损伤累积理论，求出危险部位的疲劳寿命。论文检测。
这里，材料的S-N曲线是疲劳设计的基本数据资料，通过材料试件的疲劳试验获得的S-N曲线可在众多的手册资料中查得。根据直升机结构疲劳设计的工程特点和使用方便，文献对常用材料的S-N曲线试验数据重新进行归纳整理，给出全范围的材料S-N曲线如图3所示：
图3 材料全范围的S-N曲线
直升机结构疲劳设计惯用的标准S-N曲线公式和参数（包括S-N曲线的形状参数A、 和位置参数疲劳极限 ）表示。
高周S-N曲线为：
 （1）
上式中的循环应力比为-1，A和为材料常数，不妨采用LY12CZ的材料常数，A为0.4828，为0.5。低周S-N曲线：材料屈服强度 和 处高周S-N曲线端点的连线。
平均应力修正采用古德曼修正：
 （2）
式中： 为修正后（含平均载荷为 ）的疲劳强度或交变载荷；为修正后的平均载荷； 为修正前（含平均载荷为Sm2）的疲劳强度或交变载荷； 为修正前平均载荷； 为结构的强度极限载荷。
对于引进的直升机在无原始设计资料数据的情况下，为了将过载谱转换成名义应力谱可以合理地假定直升机机体结构材料在所有情况下都不会进入塑性，因此过载谱中的一个当量过载循环 对应S-N曲线中的应力 为：
 （3）
这里 ：当 时，为S-N曲线中对应 次循环的应力值；当 时，为疲劳极限； ：按要求截取过载循环的门槛值；：当量过载循环，由下式定义：
 （4）
 —最大过载，这里取2； —过载谱整体均值，这里取1； —过载循环均值； —过载循环幅值。
有了，从铝合金全范围S-N曲线可找到相对应的疲劳寿命值 ，取倒数即为该循环的损伤 。于是，整个过载谱的损伤为：
 （5）
需要强调的是上述损伤值为相对损伤。
4 用相对损伤控制直升机的使用寿命
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