“气管切开术后拔管困难”4例及硅胶管扩张子的应用

1985年—1988年,在我院诊治各种原因所致“喉梗塞”病例中,其中气管切开术后拨管困难4例,并应用硅胶管扩张子于气管以上之狭窄段行扩张治疗,现将体会总结如下。临床资料例1:郭某、女、27岁,病志号:98734

扩张子范畴的幂等完备化

给定三角范畴D的子范畴X,Y,证明了若X,Y是幂等完备的且HomD(X,Y[i])=0,其中i=0,-1,则其扩张子范畴X*Y也是幂等完备的。应用到t-结构上,证明了包含t-结构的心的最小的有厚度子范畴是幂等完备的。应用到右(左)recollement上,证明了两端的三角范畴是幂等完备的充要条件是中间的三角范畴是幂等完备的。

膨胀海绵扩张子在鼻内镜下泪囊鼻腔造口术中的应用

目的探讨膨胀海绵扩张子在鼻内镜下泪囊鼻腔造口术(内路DCR)中的应用效果。方法回顾分析2011年10月至2015年3月45例(48眼)慢性泪囊炎患者的临床资料。全部病人均在静吸复合麻醉下行内路DCR,膨胀海绵扩张子作为造口支撑物。结果 45例(48眼)失防3例(3眼),术后随访12~36个月,治愈33眼,其中2例(2眼)"小泪囊"患者取得了良好效果,治愈率73.3%;有效6眼,有效率13.3%;无效6眼,其中2例(2眼)为急性泪囊炎化脓切开引流术后2个月行内路DCR,无效率13.3%。总有效率为86.6%(39/45)。结论膨胀海绵泪囊扩张子作为内路DCR造口支撑物,其制备简单、操作简便,是提高内路DCR术后疗效的有效措施,值得临床推广应用。

扩张子空间定理的完整证明

本文将扩张子空间定理分解为四个命题来证明,利用线性流形与凸规划的性质,以及K—T条件完整地证明了扩张子空间定理.

二维自扩张子的唯一性

平均曲率流中最重要的问题之一是研究其可能出现的奇点.平均曲率流的自相似解不仅与曲率流的奇点密切相关,而且也是一类重要的子流形.本文研究平均曲率流自相似解的分类问题,特别是通过发展求解偏微分方程的新技巧来研究3维Euclid空间中自扩张子的唯一性问题.本文证明了对于3维Euclid空间R^(3)中的二维自扩张子X:M→R^(3),如果其Gauss曲率K是常数,则K一定为0,而且自扩张子局部只能是柱面Γ×R,其中Γ为R^(2)中的自扩张子;进一步证明了如果二维自扩张子X的第二基本形式模长平方是常数,则自扩张子只能是平面R^(2).

大子午扩张涡轮过渡段的子午型线

在低压涡轮导叶设计中采用三种不同前掠叶型,与原子午型线匹配具有不同分离程度,提出两种子午型线设计方法,采用N-S方程全三维CFD软件对每种方法的多个方案与各种叶型匹配情况下进行数值模拟;研究了大子午扩张涡轮过渡段在不同分离情况下的子午型线优化设计特点。结果表明,通过优化子午型线能够明显提高气动性能,并针对不同分离程度,其提高的限度不同,其子午型线设计的特点也有所不同。

子午扩张对涡轮内旋涡结构影响的数值模拟

求解了某型航空发动机的低压涡轮导向器内流场。采用的数值方法为具有 TVD性质的三阶精度GODU NOV格式 ,湍流模型为 B-L代数模型及 MML模型的混合修正模型。该涡轮导向器的一个显著特点是由于结构上的要求 ,静叶前子午流道在上端壁具有较大的扩张角。通过数值模拟及流场内涡系结构和损失的分析表明 ,由于子午扩张造成端壁附面层增厚并在静叶前形成较大的分离区。该分离区的存在不但使静叶前损失急剧增加而且使上端壁马蹄涡和通道涡尺度加大 ,强度增强 ,引起流道内损失增加。

大子午扩张变几何动力涡轮流场及损失特性分析

针对四级大子午扩张变几何动力涡轮开展数值计算研究,描述可调静叶端部间隙泄漏涡的形成过程,研究可调静叶转动前后可调静叶级三维流场结构及其损失机理的变化情况,分析静叶可调对动力涡轮各级总体性能的影响。研究结果表明:涡轮变几何引入了可调静叶端部部分间隙以及泄漏涡和通道涡的相互干扰,且泄漏涡涡核主要是由旋转轴后侧的泄漏流线组成;可调静叶转动不仅导致静叶自身出现攻角流动,还导致下游动叶前缘附近产生了大攻角分离流动,并且可调静叶关闭导致的动叶吸力侧大分离流动是由轮毂端壁附近分离泡螺旋向上运动产生,表现出强烈的三维特性,严重恶化变几何涡轮性能;可调静叶转动改变了静叶的喉部面积,导致涡轮级间焓降重新分配,从而在不同程度上影响动力涡轮各级流动性能,整体上对可调静叶级的影响最为明显。

子午扩张流道中叶片积叠线形式对损失的影响

采用全三维粘性流N S方程求解程序 ,对具有大扩张角中间机匣的某型涡轮低压导向器叶栅中的流场进行了数值模拟。在子午面型线不变的条件下 ,导向器叶栅采用了 10种不同弯曲和倾斜形式的叶片。计算结果表明 :导向器叶栅采用不同积叠线形式的叶片 ,对导向器叶栅出口截面上通道涡的位置、强度和尺度以及能量损失的影响是显著的 ,采用适度的正弯或正倾斜叶片可降低导向器叶栅的能量损失。

大子午扩张涡轮的过渡段分离控制设计

在现代高性能的航空涡扇发动机设计中,为了提高经济性,采用较大涵道比,导致风扇高度增加较大,高低压涡轮转速差距较大,高低压过渡段采用大子午扩张型线结构,给低压涡轮及过渡段气动设计带来较大的困难。针对此类涡轮设计要求的特点,采用了两种设计方式对原型进行改型,并对两种改型方案进行了数值模拟,从而研究如何控制此类低压涡轮过渡段分离,提高其气动性能。研究表明,采用两种方法都能够有效的改善流动和降低损失,相比之下,前掠宽弦方案更佳。

大子午扩张涡轮的前掠宽弦叶型数值研究

在涡扇发动机的设计中,高低压涡轮过渡段处多采用较大子午扩张的结构,此结构给低压涡轮设计带来了难度。对采用前掠宽弦重新设计的低压涡轮进行了3D数值模拟,并研究了此种叶型在低压涡轮特殊结构下对气动性能的影响。结果表明:针对大子午扩张结构的低压涡轮,采用此设计能够非常有效地控制前部流动,也能降低后部流道内损失。

支板对大子午扩张涡轮流动损失的影响

大子午扩张涡轮的端壁流动损失较大,采用前掠宽弦叶型能够大大降低端壁的流动损失,但对支板的气动设计带来了较大难度。通过采用新的支板与导向器位置布局对支板进行设计,对不带支板的前掠宽弦涡轮导向器和带支板的前掠宽弦涡轮导向器进行流动和损失对比分析。探讨了支板对采用前掠宽弦叶型的大子午扩张涡轮导向器流动损失的影响。研究表明:支板的加入只对支板两侧流道产生影响,损失的差异主要集中在支板吸力侧流道的支板吸力面和支板压力侧流道的叶片吸力面区域。且因径向压力梯度,涡系的径向运动剧烈。

大子午扩张涡轮的S1优化设计初步研究

大子午扩张涡轮具有外壁侧易分离的特点,通过对优化根部、中部和顶部S1型线所得改型和原型共4个方案的数值模拟与对比分析,研究了大子午扩张涡轮的S1型线优化设计特点。结果表明:此类涡轮流动控制的重点在顶部栅前来流条件和出口根部附面层分离径向迁移,采用根部优化能够很好地控制两个因素,采用中部优化只能从顶部来流条件进行控制,顶部优化效果不明显。

凯勒—黎兹流上的梯度型扩张孤立子

在Cn 上找到了所有 (包括不完备 )的旋转对称的梯度型扩张孤立子 ,并对这些孤立子的截面曲率符号进行了研究 。

子环扩张的morphic性质(英文)

设R是一个环,C是R的子环,C包含环R的单位元.令C R={(c,r)|c∈C,r∈R},按方式(c1,r1)+(c2,r2)=(c1+c2,r1+r2)和(c1,r1).(c2,r2)=(c1c2,c1r2+r1c2+r1r2)定义加法和乘法,易证C R是环,且单位元为(1R,0),故称这样的环为R的子环扩张.特别的,当子环C就取环R本身时,称R×R为R的平凡子环扩张.文章给出一些相关性质和例子,并证明了:1)若S=C×R是morphic环,则C和R也都是morphic环;2)若R是半单环,则R的平凡子环扩张是强morphic环.

Leibniz代数的导子扩张

通过给出强双导子的概念,证明强双导子可以给出Leibniz代数的导子扩张,并给出构造Leibniz代数的一种新方法.

完备非紧梯度扩张Ricci孤立子的刚性

利用已有梯度Ricci孤立子的刚性定理,讨论完备非紧梯度扩张Ricci孤立子,在Ricci曲率非负、径向曲率为0及Weyl张量的四阶散度非负的条件下,得到了其刚性的结果.

子环扩张的G-Morphic性

主要研究了环C∝R的G-morphic性,证明了如下结果:(1)环C∝R是左G-morphic的,则C和R也是左G-morphic的.(2)设R是环,则a∈R是左G-morphic的(a,0)∈R∝R是左G-morphic的(0,a)∈R∝R是左G-morphic的.

大子午扩张涡轮导向器栅内流动控制研究

大子午扩张跨音涡轮具有外端壁栅道前附面层偏厚和内端壁栅道内激波附面层干扰分离严重的特点,从而导致导向器栅道内流动损失偏高。采用全三维黏性N-S方程对优化设计获得的先进导向器叶型和原型进行了级环境的数值仿真,并对比分析了通过多截面S1型线联合设计改善栅道内全三维流动的控制机理。结果表明:采用根部缩放型线和中上部收缩型线能够改善大子午扩张跨音涡轮导向器栅道内流动,此种S1流面设计能减薄外壁侧来流附面层,并减弱甚至消除根部出口激波附面层干扰以及分离的径向掺混。

Hom-Leibniz代数的导子

定义了Hom-Leibniz代数(g,[,],α)的αk-导子、内导子和导子扩张代数Der(g)g,并且证明了内导子adk(u)是一个αk+1-导子,导子集Der(g)是由各个αk-导子子集构成,导子集Der(g)按照通常括积的定义方法为李代数,导子扩张代数Der(g)g在适当的括积及线性运算αD下为Hom-Leibniz代数.