羊栖菜多糖通过miR-7抑制MPP+诱导的SK-N-SH损伤

目的羊栖菜多糖(SFPS)对1-甲基-4-苯基吡啶离子(MPP+)诱导的SK-N-SH损伤的影响及分子机制。方法将SK-N-SH细胞用0.3 mmol·L^(-1)的MPP+处理作为模型(Model)组;以正常培养的细胞作为对照(Con)组,用质量浓度分别为10、30、100 mg·L^(-1)的羊栖菜多糖和0.3 mmol·L^(-1)的MPP+处理作为羊栖菜多糖低、中、高浓度组;将SK-N-SH细胞再分为Model+miR-NC组、Mod-el+miR-7组、Model+SFPS-H+anti-miR-NC组、Model+SFPS-H+anti-miR-7组;实时荧光定量PCR(RT-qPCR)检测miR-7表达水平;流式细胞术检测细胞凋亡;蛋白质印迹(Western blot)法检测蛋白表达;试剂盒检测细胞MDA含量、SOD活性和培养液中LDH含量。结果不同浓度羊栖菜多糖处理后,MPP+诱导的SK-N-SH细胞中miR-7表达水平升高,细胞的凋亡率降低,Bax表达水平降低,Bcl-2表达水平升高,MDA含量和LDH水平降低,SOD活性升高。过表达miR-7后,MPP+诱导的SK-N-SH细胞的凋亡率降低,Bax表达水平降低,Bcl-2表达水平升高,MDA含量和LDH水平降低,SOD活性升高。抑制miR-7逆转了羊栖菜多糖对MPP+诱导的SK-N-SH细胞损伤的作用。结论羊栖菜多糖可能通过上调miR-7抑制MPP+诱导的SK-N-SH细胞损伤。

基于废弃生物质原位合成蜂窝状镶嵌ZnS纳米点的N-S共掺杂炭纳米片的制备及其锂离子电池性能

以ZnCl_(2)为硬模板和锌源,三聚氰胺和硫脲为氮源和硫源,废弃生物质橘子皮为碳源,通过高温烧结和后续蚀刻处理制备出硫化锌纳米点与三维N-S共掺杂炭纳米片的纳米复合材料(ZnS/NS-CN)。当应用于锂离子电池时,ZnS/NSCN表现出较高的可逆容量(0.1 A g^(−1)下,循环300次后容量仍有853.5 mAh g^(−1)),优异的长期循环稳定性(5 A g^(−1)下,循环1000次后,容量保持率为70.1%)和优异的倍率性能。此外,在0.5~4 V下组装和测试的ZnS/NS-CN//LiNiCoMnO2全电池表现出优异的电池性能(在0.2 C下循环150次后容量为140.4 mAh g^(−1),能量密度为132.4 Wh kg^(−1))。

基于N-S方程的翼型双设计点双目标优化设计

在使用N-S方程和尾迹面积分技术较精确地计算翼型气动阻力的基础上,对翼型进行参数化建模,应用Powell和目标组合方法讨论了翼型的双设计点双目标优化设计,并与单设计点单目标优化和单设计点双目标优化进行了对比.在给定设计条件下,2种翼型RAE2822和“类全球鹰”翼型的计算结果表明,针对翼型设计状态,合理选择目标优化函数是必要和重要的;所采用的双设计点双目标设计方法可以兼顾多种设计状态,其优化翼型相对原始翼型具有更好的压强分布,有效提高了升力系数和降低了阻力系数;相对单设计点单目标优化和单设计点双目标优化翼型也具有更高的综合气动性能.

基于N-S方程和离散共轭方法的气动外形设计

快速准确的目标函数梯度计算方法是基于梯度信息的优化设计的关键技术之一。采用离散共轭方法计算目标函数关于设计变量的梯度,流动控制方程为三维N-S方程。对于离散共轭方程和流动控制方程均采用LU-SGS方法时间推进求解。检验了离散共轭方法计算梯度的准确性,利用该方法进行了机翼的优化设计与反设计,都获得了较好的结果。算例证明了本文方法可靠性好,效果令人满意。

不可压N-S方程高效算法及二维槽道湍流分析

构造了基于非等距网格的迎风紧致格式，并将其与三阶精度的Ａｄａｍｓ半隐方法相结合，构造了求解不可压Ｎ－Ｓ方程高效算法．该算法利用基于交错网格的离散形式的压力Ｐｏｉｓｓｏｎ方程求解压力项，解决了边界处的残余散度问题；同时还利用快速Ｆｏｕｒｉｅｒ变换将方程的隐式部分解耦，离散后的代数方程组利用追赶法求解，大大减少了计算量．通过对二维槽道流动的数值模拟，证实了所构造的数值方法具有精度高，稳定性好，能抑制混淆误差等优点，同时具有很高的计算效率，是进行壁湍流直接数值模拟的有效方法． 在数值模拟的基础上对一维槽道流动进行了分析，得到了Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数从６０００到１５０００的二维流动饱和态解（所谓“二维槽道湍流”）；定性及定量结果均与他人的数值计算结果吻合十分理想．对流场进行了统计分析，指出了“二维湍流”与三维湍流统计特性的区别．

跨声速机翼抖振初始迎角N-S方程定常计算分析

应用代数法和椭圆型方程优化相结合的方法生成翼身组合体块结构网格。采用有限体积空间离散法和五步Runge-Kutta显式时间推进法求解N-S方程。基于雷诺平均N-S(RANS)方程,选用Spalart-Allma-ras(SA)一方程模型模拟紊流。根据N-S方程定常计算结果,采用升力曲线、俯仰力矩曲线、后缘压力发散、跨声速激波位置以及机翼表面极限流线等几种判据,对跨声速机翼的抖振初始迎角进行了合理的预测分析。

带副翼的翼身组合体绕流的Euler和N-S方程解

将对接分区网格与分区求解算法结合 ,有效地求解了带副翼偏转的翼身组合体绕流的N S方程 .数值方法中选用VanLeer分裂格式离散无粘通量项 ,采用中心差分格式来离散粘性通量项 .分区交界面采用了一种满足通量守恒的内边界耦合条件 .数值算例表明该方法是求解带操纵面偏转的翼身组合体绕流的有效方法 .

N-S共掺杂金红石相TiO_2电子结构与光学性质的第一性原理研究

采用基于第一性原理的平面波超软赝势方法研究N和S单掺杂以及N和S共掺杂金红石相TiO2的能带结构,态密度和光学性质.结果表明:N掺杂导致禁带宽度减小为1.43 eV,并且在价带上方形成了一条杂质能带;S掺杂导致费米能级上移靠近导带,直接带隙减小为0.32 eV;N和S共掺杂导致能带结构中出现了两条杂质能带,靠近导带的一条杂质能级距离导带底约0.35 eV,靠近价带的一条杂质能级距离价带顶约0.85 eV,杂质能级主要由N原子的2p轨道和S原子的3p轨道组成.N和S掺杂后不但使TiO2的吸收带产生红移,而且在可见光区具有较大的吸收系数,光催化活性增强.

带副翼三维机翼绕流的N-S方程解

提出了一种求解带副翼偏转三维机翼绕流的Ｎ－Ｓ方程计算方法。采用对接分区网格与分区求解算法的结合，有效地求解绕此外形的复杂流动。提出了一种满足通量守恒的内边界耦合条件。数值方法中选用ｖａｎＬｅｅｒ分裂格式离散无粘通量项，并构造了一种Ｌｉｍｉｔｅｒ函数以保证ＴＶＤ性质，采用中心差分格式来离散粘性通量项。数值算例表明该方法是求解带操纵面偏转的机翼绕流的有效方法。

基于N-S方程的尾迹面法翼型气动阻力计算

研究了计算翼型阻力改进的方法——尾迹面法及尾迹面积分的位置和相应的积分技术．在亚跨声速时分别采用了表面积分和尾迹积分求得给定翼型RAE2822的阻力．结果显示，2种方法具有相同的结果，表明尾迹面积分方法是有效的，与实验值吻合较好．尾迹面法中，尾迹面位置应处于离后缘相对弦长距离0．6-1．0之间．尾迹面积分方法中积分结果不依赖于物体的详细几何外形，可以预计对曲率变化大的三维复杂外形，该方法有更大的优势．

基于N-S方程的翼型结冰数值模拟

为了研究结冰对翼型气动性能的影响 ,采用计算流体力学的方法对 NACA0 0 1 2翼型前缘的结冰进行了预测。在流场计算中 ,对二维可压粘流的时均 N- S方程进行离散求解 ;采用四步龙格-库塔法求解水滴轨迹运动方程 ;建立了对应于霜冰和光冰的冰增长模型并假定冰沿着与当地翼型表面法向一致的方向增长来预测结冰的形状。分析了网格数和冰层时间步长对最终冰形的影响和结冰对翼型气动性能的影响 ,最后将计算的结果与文献中的实验值和计算值进行比较 ,结果一致。

热完全气体的热力学特性及其N-S方程的求解

首先用五次多项式拟合给出了温度在 5 0～ 3 0 0 0 K范围内的热完全空气的焓值与温度之间的函数关系式 ,导出了其它热力参数 e,cp,cv 和 γ的表达式。接着提出了热完全空气总温、总压的计算方法 ,并将其计算结果与量热完全空气的结果进行了比较。最后 ,将该热完全空气模型用于 N-S方程求解 ,对 NAPA软件进行了改进 ,并用该软件对高马赫数钝体绕流流场和乘波体流场进行了计算 ,分析了气体真实效应对流场结构及参数的影响。结果表明 ,本文提出的总温、总压计算方法及对 NAPA软件的改进是成功的 。

非结构网格下涡轮级三维非定常N-S方程的数值解

本文在非结构网格下,采用时间上二阶精度、空间上不低于二阶的高分辨率格式求解涡轮级三维流场,得到了与实验数据大体接近的N-S方程数值解。计算表明:本文所构造的双时间步迭代格式具有稳定、高效的特征。实践显示:本文用FORTRAN与C语言混合编制的N-S方程源程序,可用于涡轮级三维非定常流场计算。

真空羽流场的 N-S 和 DSMC 耦合数值模拟

根据调姿发动机真空羽流场的特点，采用差分求解Ｎ－Ｓ方程数值模拟喷管内流场，用ＤＳＭＣ方法数值模拟喷管外羽流场，得到了符合流动规律的数值模拟结果。为姿控发动机喷管设计提供了参考，并为真空羽流污染研究打下了良好的基础。

基于N-S方程的剪刀式尾桨前飞状态气动力计算研究

建立了一个适用于计算剪刀式尾桨前飞状态气动力的数值方法。在该方法中,采用惯性坐标系下的非定常Navier-Stokes方程作为主控方程,使用低数值耗散的Roe格式进行空间离散,并应用高效的隐式LU-SGS格式进行时间推进;采用双时间法以模拟尾桨前飞时的非定常现象;使用运动嵌套网格方法以计入尾桨桨叶的旋转运动。应用建立的方法,首先对有试验数据可作对比的Lynx直升机尾桨悬停状态气动性能进行了计算,验证了所建立方法对尾桨气动性能计算的有效性;同时,针对Helishape 7A旋翼进行了前飞状态气动载荷计算,验证了该方法对旋翼(尾桨)前飞气动载荷计算的有效性。最后,对剪刀式尾桨前飞状态进行了气动力计算,并分析了构型参数对剪刀式尾桨气动力的影响。计算结果表明,前飞状态时,相同总距下剪刀式尾桨的平均拉力要大于常规尾桨,且剪刀式尾桨在90°-180°-270°方位角内的桨-涡干扰现象较常规尾桨严重。

基于N-S方程的翼型气动优化设计

本文简要回顾了气动优化设计的最新发展 ,并采用连续伴随方法对粘性条件下的翼型气动外形进行了优化设计。设计过程中 ,采用B样条曲线的控制顶点作为设计变量 ,通过求解伴随方程得到目标函数关于设计变量的梯度 ,最后用最速下降法和BFGS变尺度法对二维翼型进行了外形优化 ,验证了本方法直接、快速的设计能力。

N-S方程的数值解法及其在水波动力学中应用的综述

对于描述流体运动的基本方程 N-S 方程,现已开发出了多种不同的数值求解方法。其中以 MAC法和 VOF 法为代表的网格数值方法较为成熟,并被逐渐用于实际工程的水动力研究中;以 SPH 和 MPS为代表的粒子方法则刚刚起步,具有很大的发展空间。针对 N-S 方程中的能量耗散问题,采用雷诺时均化的方程形式仍是目前解决水动力问题的主要途径,但需要引入相应湍流模型,以封闭方程。本文首先对 N-S 方程求解方法的发展过程进行简要回顾,对一些重要的计算方法进行评述,简要介绍其在水波动力学中的应用;然后对时均化的 N-S 方程的主要封闭模式进行总结介绍;最后对数值求解 N-S 方程的发展趋势进行展望。

解耦N-S/DSMC方法计算推力器真空羽流的边界条件研究

准确模拟羽流流场是合理评估空间推力器真空羽流效应的基础。因羽流流场同时包含连续和稀薄两种流动机理,通常采用解耦方式的Navier-Stokes(N-S)方程和直接模拟蒙特卡罗(DSMC)混合方法对其进行模拟。为保证解耦N-S/DSMC方法应用于羽流计算时的准确性并尽量提高其计算效率,对计算中的DSMC入口和喷管壁面等边界条件设置问题开展了研究。通过与文献中低总压工况的羽流试验数据比较,确定了合理设置DSMC入口边界位置、壁面反射类型、壁温等边界条件的方法。针对将此方法应用于实际推力器工况计算时效率过低的问题,通过多种数值试验,表明从喷管出口处开始沿KnGL为0.05的等值线作为DSMC入口界面可同时保证仿真精度和较高的计算效率;并证明实际工况下壁温设置对羽流场仿真结果影响不大。

纵列式及横列式双旋翼流动的N-S方程模拟及气动特性的研究

通过求解带动量源项的Ｎ－Ｓ方程，模拟了纵列式和横列式双旋翼的流动，给出了两旋翼相互干扰时的流场，特别是桨盘处的下洗速度分布；通过与单旋翼下洗速度分布的比较，分析了双旋翼流场的干扰特性；讨论了此２ 种双旋翼的气动性能。

N-S方程在非结构网格下的求解

在Ｒｏｅ的矢通量差分分裂的基础上，吸收了ＮＮＤ格式的优点，提出了一种非结构网格下求解Ｅｕｌｅｒ方程和Ｎ－Ｓ方程的高分辨率高精度迎风格式．这种格式具有捕捉强激波和滑移线的良好性能．在时间方向上采用了显式和隐式两种解法．文中还给出了自适应技术．最后，成功地完成了ＧＡＭＭ超音速前台阶绕流、二维平板无粘激波反射、三维Ｈｏｂｓｏｎ叶栅流动、ＶＫＩ叶栅流动、Ｃ３Ｘ叶栅流动的数值模拟。