杨永晖针刀联合神经触激术治疗膝骨关节炎经验

杨永晖教授诊治膝骨关节炎强调“筋骨并重”“杂合以治”,总结多种针刀治法的优缺点,基于膝关节稳定的生物力学特点,以改善髌股关节周围力学平衡为目的,提出运用“五点定位法”针刀治疗膝骨关节炎,并配合神经触激术,更好调整下肢力线,改善患者症状,临床疗效显著。

超声引导下针刀松解激痛点治疗腰背肌筋膜疼痛综合征临床观察

目的观察超声引导下针刀松解激痛点治疗腰背肌筋膜疼痛综合征(myofascial pain syndrome,MPS)的临床疗效。方法将60例腰背MPS患者随机分为常规组和超声组,每组30例。常规组采用普通针刀疗法进行治疗,超声组在超声引导下行针刀疗法治疗,两组均每周治疗1次,连续治疗4次为1个疗程。分别于治疗前后采用简化McGill疼痛问卷(short-form McGill pain questionnaire,SF-MPQ)评估患者疼痛程度,采用多裂肌杨氏模量值评估患者肌肉状态变化,并于治疗后观察两组临床疗效。结果与治疗前比较,两组患者治疗后SF-MPQ评分及杨氏模量值均显著降低(P<0.05);与常规组比较,超声组SF-MPQ评分及杨氏模量值降低程度更显著(P<0.05);超声组临床疗效显著优于常规组(P<0.05)。结论超声引导下针刀松解激痛点治疗腰背MPS,能显著缓解患者疼痛症状,显著改善肌肉组织弹性。

绘画色彩的艺术疗愈资源探析

色彩不完全是对光属性的客观反映,也包含着人们对视觉效应的主观描述,同时反作用于人的心理,当个体提升对色彩这一元素的关注时,反作用也随之增强。本文将视点置于能使反作用增强的相关美术活动中,揭示其中蕴含的疗愈性资源,并举例解析如何建立起色彩与心理间的联系,有效调取资源,为有艺术疗愈需要的人群提供参考。

不同分布式螺旋桨转向组合下的机翼滑流效应研究

目前航空喷气式发动机仍为运输类飞行器的主要动力且仍在不断进步,但关于未来航空运输的分布式螺旋桨推进、分布式涵道推进等各类电推进概念研究早已开始,并将成为未来运输类航空飞行器的核心竞争力。文中首先采用等效盘方法对单独螺旋桨进行算例验证,计算得到的拉力、扭矩与试验结果吻合较好,且与非定常时间平均的滑流速度分布相近;然后,基于雷诺平均N-S方程,结合SA湍流模型,运用无厚度圆盘代替真实分布式螺旋桨,完成四种分布式螺旋桨旋转组合下的机翼滑流效应研究;最后,对单个螺旋桨正反转情况下的滑流效应进行研究,特别是单个螺旋桨滑流对机翼升阻力增量影响情况。分析结果表明:四种分布式螺旋桨转向组合下的滑流效应均引起机翼升阻力增大;机翼升力与其上下表面吸力峰数量关系密切,而分布式螺旋桨的转向组合直接决定了机翼吸力峰数量,特别是翼尖螺旋桨转向;相邻桨叶转向相反时,其转轴中间位置桨叶均处于上行或下行状态,使得转轴中间区域机翼前缘吸力相对转向同向状态有所加强或减弱;翼尖螺旋桨逆翼尖涡方向旋转具有增升减阻效果,反之则增阻减升。

采用TRIP3.0模拟CHN-T1模型气动特性

采用TRIP3.0软件平台(TRIsonic Platform version 3.0),对第一届航空CFD(Computational Fluid Dynamics)可信度研讨会组委会提供的运输机标模构型(CHiNa-Transport,CHN-T1)进行了流动数值模拟。本文采用粗、中、细三套网格及百亿极细网格进行了网格收敛性研究;采用相应网格分别从气动特性、压力系数分布曲线、表面流态三个方面分析,研究了支撑装置、机翼静弹性变形以及雷诺数效应对CHN-T1构型气动特性的影响。数值模拟结果与试验结果有良好的一致性。数值模拟得到了网格收敛结果;支撑装置对力矩特性影响较大;机翼静弹性变形对气动特性影响较小;雷诺数效应对气动力特性影响较大。

高尖速比下风力机塔影效应及叶片载荷特性研究

基于刚性运动网格和动态拼接网格的两种非定常计算网格策略,对NREL Phase Ⅵ风力机非定常塔影效应开展数值模拟研究。流动控制方程选取雷诺平均N-S方程,时间求解应用＂双时间步＂离散求解,湍流模型为单方程SA模型。通过对有/无塔架流动情况进行模拟,发现有/无塔架两种状态得到的叶片各站位压力系数分布与试验值基本吻合,表明采用的非定常计算方法是可行的;有塔架下叶片相位角Φ=90°状态的前缘吸力峰较相位角Φ=270°偏低;有塔架相位角Φ=270°附近流场结构简单,而相位角Φ=90°附近流动受塔架干扰明显。在此基础上,分析有塔架下单个叶片推力与扭矩随相位角的变化曲线,发现扭矩与推力均存在随相位角变化的两种波动现象,表现为大＂凹坑＂与小幅抖动的特征。进一步的分析表明,载荷＂凹坑＂由风力机塔架引起,而载荷小幅抖动由叶根过渡区的流动分离引起。叶片载荷随相位角变化特性机理的阐明对于风力机叶片动态载荷设计具有一定工程价值。

径向基/超限插值结构网格运动方法中的变形一致性问题

针对径向基函数插值和超限插值的结构网格运动方法(RBF_TFI)中变形一致性问题引起的空间网格棱线扭曲和网格单元交叉现象进行深入分析,并依据分析结果提出一种改进的RBF_TFI结构网格运动方`法.首先基于HIRENASD机翼模型计算网格绕y轴旋转30°的算例,从变形网格质量、棱线交叉点位移误差与空间棱线扭曲等方面分析了不同基点选择方案中变形一致性问题产生的原因;然后将与物面相连的空间棱线定义为边界棱线,并采用三次样条插值的方式更新边界棱线上网格点的坐标.使用HIRENASD算例对文中方法的效果进行了验证,结果表明,该方法能够消除变形一致性问题引起的棱线扭曲现象,有效地避免变形网格出现交叉和产生负体积单元.

超大规模气动弹性数值模拟软件研制(2017)

在国家重点研发计划"数值飞行器原型系统开发"(2016YFB0200700)的支持下,超大规模气动弹性数值模拟软件的开发工作已经正式进入实施阶段。本文简要介绍了软件的研制进展情况,主要包括超大规模结构网格生成技术、基于超大规模结构网格的动网格技术、超大规模气动弹性数值模拟软件的确认以及下一步研究工作计划等方面。实现了百亿量级高质量静态结构网格生成及数值模拟,十亿量级结构网格的高质量自动变形;开展了超大规模气动弹性数值模拟软件静态结构网格生成、结构网格自动变形、气动/结构数据传递等主要功能模块的并行效率与并行一致性测试工作;结合CRM机翼/机身/平尾构型和AGARD445.6机翼两个典型三维静气动弹性问题和颤振问题,通过与相应试验结果的对比,开展了千万量级网格规模气动弹性数值模拟软件的确认工作。

国家数值风洞工程结构网格变形程序SGDP V1.0开发与应用

对结构网格变形程序SGDP V1.0的理论方法、组成架构、主要功能、运行流程、运行性能、变形算例和工程应用进行了简要的介绍。SGDP V1.0是国家数值风洞NNW项目共性基础库网格变形模块下实现的第1款模块化程序,在吸收前期研究代码的基础上,通过代码重构、接口规范、功能扩展等技术实现开发。目前,SGDP V1.0程序依托RBF-TFI方法实现结构网格变形,采用模块化的代码结构和扁平化的参数设计,可以实现4种不同类型运动下的变形网格生成。SGDP V1.0程序每百万节点网格的读取时间约为0.01 s、写出时间约为0.008 s、网格更新时间约为0.1 s,可在数秒内实现千万量级网格的变形更新,具有非常高的运行效率。网格变形算例和工程应用结果表明,SGDP V1.0程序能够处理复杂拓扑网格的变形问题,且有很好的网格质量维持能力,从而能够获得更加精确的数值模拟数据。

下一代大型军用运输类飞机气动布局及作战应用趋势分析

随着导弹发射车、重型装甲车、智能无人集群等重型物资装备的远程快速投送需求剧增,以及隐身战机、远距空空弹、防区外自主武器等穿透性打击能力的逐渐成熟,现有常规大型军用运输类飞机在适合未来战场需求和生存能力等方面将面临巨大威胁,其投送/加油/预警指挥的活动范围将被严重挤压。本文首先对现有常规大型军用运输类飞机的国内外现状进行简要概述;然后分别介绍美俄等航空大国开展的下一代大型军用运输类飞机及其关键技术研究;最后对下一代大型军用运输类飞机气动布局发展趋势以及可能作战应用场景进行简要分析,并提出一种分布式涵道油电混合推进运输类飞机气动布局。

对外汉语词汇教学中的基本理论问题刍议——以“要”为例

经过几十年的发展,归属于应用语言学学科下的汉语作为第二语言教学取得了相当大的成绩,但对本学科基于汉语本体教学经验的系统理论总结仍有很大的提升空间。以词汇教学为例,本学科的诸多教师已经从大量具体感性的词汇教学案例中看到并得出了一些经验和认识,这些经验与认识亟待进行系统的理论总结和科学归纳。基于此认识,本文以"要"为例,采取定性研究与定量分析相结合的方法,以《现代汉语词典》(第6版)、国家语委现代汉语语料库和五本初级汉语教材为研究范围,围绕"要"所产生的几个词汇教学中的理论问题展开讨论,目的在于加强课堂教学与本体研究的联系。本文的最终结论是:纠结在同一字形下的"多义词""同形词""同形异素""同素异形词"等字词语义衔接问题,可能是对外汉语词汇教学所面临的基本理论问题。

高性能计算支持的静气弹优化设计方法

为扩大国产超级计算机在国内航空航天工业领域的应用,面向大展弦比机翼气动结构综合优化设计的实际问题,基于具有大量工业应用和自主知识产权的CFD软件TRIP和CSD软件SiPESC,应用改进的三维类别/形状变换(CST)参数化方法、差分敏度并行计算策略和移动渐近线(MMA)等大规模优化算法,通过TRIP+SiPESC耦合气弹分析软件预测气动载荷,发展了一套机翼型架外形的优化设计方法。以CRM标模内插机翼为例,针对无弯扭的初始型架构型,以气动外形展向几何扭转分布和结构有限元模型一万个壳单元厚度为设计变量,实现1-g载荷气动优化和2.5-g载荷结构优化的综合;在不降升阻比、满足最大应力/位移的约束下,俯仰力矩系数改善近40%,针对本文假设材料和初定的尺寸参数,机翼减重近9%,验证了方法和软件的有效性。该方法直接采用产品级高保真的自主静气弹分析软件预测气动力/载荷,将计算资源耗费大的静气弹优化和设计变量/约束规模大的结构优化分治,有较好工程应用前景。

某高速自由射流风洞扩压器的振动控制研究

某高速自由射流风洞是一座为满足当前大尺度模型、宽迎角范围、大试验空间等特殊要求而建设的一座下吹-引射式暂冲型风洞。与连续式风洞相比,自由射流风洞受冲击更大,尤其是在风洞试验舱内扩压器开口射流处,由于气流脉动频率与结构固有频率耦合所产生的振动对整个风洞的运行影响极大。文中采用数值计算方法,分别计算出试验工况下气流的脉动频率和扩压器的固有频率。分析研究二者的耦合情况,从目前工程领域振动控制的角度出发,提出五种削弱扩压器振动的方法。通过不同的方式来减少由气流脉动频率与结构频率耦合共振所带来的影响,从而降低整个风洞运行的风险性。

基于广义Richardson外插方法的颤振模拟耦合时间精度研究

为更准确地评估颤振问题时域模拟在实际计算中表现出的时间精度,采用不同精度的耦合方法对Isogai Wing和AGARD 445.6 Wing的颤振问题进行时域模拟。参照网格收敛性分析方法,提出了基于广义Richardson外插方法的颤振问题时域模拟耦合时间精度分析方法,分析时域计算结果的时间步长收敛性,计算数值模拟结果时间精度并获得时间步长无关解。分析表明,对于Isogai Wing和AGARD 445.6 Wing颤振问题,计算结果具有良好的时间收敛性,采用广义Richardson外插方法对各耦合方法分析所得精度与理论分析结果基本一致。在合适的时间步长区间内,可忽略具体时间步长选取对广义Richardson外插方法分析结果的影响,验证了提出的气动弹性模拟耦合时间精度分析方法。

超声引导下针刀松解联合神经触激术治疗膝骨关节炎的临床疗效观察

目的:观察在超声引导下针刀疗法配合神经触激术治疗膝骨关节炎的临床疗效。方法:将90例膝骨关节炎患者按照随机数字化量表进行分组,分为治疗组和对照组,治疗组采用超声引导下针刀联合神经触激术治疗,对照组采用超声引导下针刀松解疗法。分别于治疗2周后、治疗4周后比较2组VAS评分、WOMAC评分。结果:2组VAS(对照组:6.09±1.59>4.98±1.41>2.96±1.40,P<0.05;治疗组6.04±1.43>3.71±1.41>2.67±1.37,P<0.05)、WOMAC(对照组:119.33±6.78>105.87±6.01>77.13±6.66,P<0.05;治疗组:119.40±7.01>97.13±6.27>74.36±8.66,P<0.05)评分在治疗后均有所下降,治疗2周后治疗组评分均低于对照组(VAS:3.71±1.41<4.98±1.41,P<0.05;WOMAC:97.13±6.27<105.87±6.01,P<0.05),而治疗4周后治疗组评分略低于对照组(VAS:2.67±1.37<2.96±1.40,P>0.05;WOMAC:74.36±8.66<77.13±6.66,P>0.05)。结论:相比于超声引导下针刀松解疗法,超声引导下针刀松解配合神经触激术治疗膝骨关节炎见效更快,但长远疗效而言,两者相差不大。

基于HSPA5/GPX4信号通路探讨针刀干预膝关节骨关节炎兔软骨细胞铁死亡的作用机制

目的:观察针刀疗法对膝关节骨关节炎(KOA)兔膝关节软骨细胞热休克蛋白A家族成员5(HSPA5)/谷胱甘肽过氧化物酶4(GPX4)信号通路的影响,探讨针刀干预KOA软骨细胞铁死亡的作用机制。方法:将27只新西兰兔随机分为正常组、模型组和针刀组,每组9只。采用改良Videman法连续固定兔左侧后肢6周建立KOA模型。造模后,针刀组给予针刀干预,每周1次,连续3周。运用奎森功能障碍指数(Lequesne MG评分)评估兔膝关节局部症状、体征及功能;HE染色法与番红-固绿染色法分别观察兔软骨细胞与组织形态;透射电镜观察兔软骨细胞线粒体结构;运用铁离子试剂盒检测兔软骨组织铁含量;流式细胞仪检测兔软骨组织线粒体膜电位(Δψm)和活性氧(ROS)水平,并计算线粒体损伤率;实时荧光定量PCR检测兔软骨组织HSPA5、GPX4、Ⅱ型胶原α1链(COL2A1)、基质金属蛋白酶(MMP)3、MMP13 mRNA表达;Western blot法检测兔软骨组织HSPA5、GPX4、Ⅱ型胶原蛋白(COL-Ⅱ)、MMP3、MMP13蛋白表达;免疫荧光法检测兔软骨组织HSPA5、GPX4平均荧光强度。结果:干预前,与正常组比较,模型组和针刀组兔膝关节Lequesne MG评分升高(P<0.01);干预后,与模型组比较,针刀组兔膝关节Lequesne MG评分降低(P<0.01)。与正常组比较,模型组兔膝关节软骨细胞数量减少且排列紊乱,软骨结构层次不清,潮线紊乱、模糊不清,线粒体皱缩、线粒体嵴减少甚至消失;与模型组比较,针刀组软骨细胞数量较多,软骨结构层次清楚,潮线恢复,线粒体数量较多,结构正常,有较多的嵴。与正常组比较,模型组软骨组织铁含量增加(P<0.01),细胞呈低Δψm,线粒体损伤率增高(P<0.01),ROS平均荧光强度升高(P<0.01),软骨组织HSPA5、GPX4、COL2A1 mRNA及相应蛋白表达降低(P<0.01),软骨组织MMP3、MMP13 mRNA及蛋白表达升高(P<0.01),软骨组织HSPA5、GPX4平均荧光强度降低(P<0.01);与模型组比较,针刀组软骨组织铁含量减少(P<0.01),软骨细胞Δψm升高,线粒体损伤率降低(P<0.01),ROS平均荧光强度降低(P<0.01),软骨组织HSPA5、GPX4、COL2A1 mRNA及相应蛋白表达升高(P<0.01),软骨组织MMP3、MMP13 mRNA和蛋白表达降低(P<0.01),软骨组织HSPA5、GPX4平均荧光强度升高(P<0.01)。结论:针刀干预能够缓解KOA模型兔膝关节软骨损伤,其机制可能与调节HSPA5/GPX4信号通路维持关节软骨铁稳态,从而抑制软骨细胞铁死亡,缓解细胞外基质(ECM)降解有关。

CRM-WB风洞模型高阶精度数值模拟

通过求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,采用5阶空间离散精度的WCNS和多块对接结构网格技术,开展了CRM翼身组合体风洞试验模型的高阶精度数值模拟,计算构型和计算状态来自AIAA第6届阻力预测研讨会(DPWⅥ)。主要目的是采用高阶精度方法,评估静气动弹性变形和模型支撑装置对CRM翼身组合体数值模拟结果的影响。通过与刚性外形的计算结果和NASA NTF风洞试验结果的对比,高阶精度数值模拟结果表明:迎角为3.0°时,静气动弹性变形使得机翼上表面激波位置前移并显著降低了外侧机翼上表面激波位置前的负压;迎角为3.0°时,模型支撑装置使得机翼上表面激波位置进一步前移,并导致翼梢处机翼上表面流动结构发生变化;迎角为4.0°时,计算模型中没有包含模型支撑装置是导致升力系数下降的主要原因;计算模型中包含机翼静气动弹性变形和模型支撑装置的数值模拟结果更加接近试验结果。

CRM-WBPN风洞试验模型数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和多块对接结构网格技术,采用亚跨超CFD软件平台(TRIP 3.0),研究了共同研究模型(CRM)风洞模型支撑装置对CRM翼/身/架/舱(CRM-WBPN)模型压力分布及气动特性的影响。构造了一个包含小、粗、中、细网格的4套网格,并进行了网格收敛性研究,在升力系数为0.50条件下,开展了固定升力系数下模型支撑对CRM-WBPN模型和CRM-WB模型压力分布及挂架短舱阻力增量的影响,以及不同来流迎角下模型支撑对CRM-WBPN模型气动特性的影响。通过与NASA国家跨声速风洞设备(NTF)试验结果和CRM-WB模型数值模拟结果的对比分析,表明模型支撑对固定升力系数下挂架短舱阻力增量影响较小;在计算构型中考虑模型支撑的影响,引起升力系数和阻力系数下降、俯仰力矩系数增加,数值模拟结果更加接近相应的试验结果。

交互式棱柱网格生成中翘曲现象形成机制及消除算法

在基于径向基函数插值的交互式棱柱网格生成中,当物面网格单元空间法矢变化范围较大或变化剧烈时,棱柱网格生成会发生翘曲问题,降低棱柱网格质量。针对该问题,首先采用DLR-F6机翼外形算例对翘曲现象进行了介绍和初步分析,并结合平板外形棱柱网格生成,通过不同波长推进位移扰动模拟法矢变化对推进位移的影响,研究棱柱网格翘曲现象的形成机制。不同位移扰动下平板棱柱网格生成结果证实边界棱线网格点推进位移不光滑会通过空间插值放大,引起棱柱网格发生翘曲,且网格翘曲的表现形式与推进位移的分布有关。从而间接表明棱柱网格生成中翘曲现象是由法矢变化带来推进位移分布不光滑引起的。然后从翘曲现象的形成机制出发,基于拉普拉斯方法发展了推进位移光顺技术,并通过DLR-F6机翼算例进行了验证。测试结果表明,光顺技术能够完全消除棱柱网格的翘曲,获得光顺的高质量棱柱网格。最后通过DLR-F6翼身组合体外形棱柱网格生成,展示了添加光顺技术的棱柱网格生成算法的应用潜力。

先进战斗机全动V尾抖振动强度设计与验证

大迎角(AoA)机动飞行能力是先进战斗机的标志性指标之一,中国先进战斗机采用V型垂尾布局的气动设计方案,可充分实现其良好的大迎角机动可控飞行。飞机在大迎角机动飞行时,前机身分离流所产生的高强度脱体涡破裂后产生的非定常扰流将不可避免地打在V型垂尾翼面上,导致V尾结构发生严重的抖振,这不仅会影响飞机的飞行品质等性能,还会导致V尾结构的疲劳损伤,大幅增加飞机的使用维护成本。本文详细阐述了其研发设计过程中攻克的以下关键技术:全动V尾抖振风洞试验"刚/弹"组合模型的设计技术与风洞试验方法,抖振风洞试验的动态测试结果向飞机尺度进行相似转换的原理;基于RANS/LES混合算法进行V尾结构抖振响应的CFD/CSD耦合计算方法;基于正加速度反馈(PAF)的V尾抖振响应压电控制技术;V尾抖振动态疲劳载荷谱的编谱方法与试验实施方案。本文为解决中国先进战斗机、无人机V尾结构抗抖振动强度设计与验证建立了一套较完备理论分析技术、设计准则和试验方法。