Superficial lymph nodes involved by lymphoma in modern gray-scale ultrasound imaging

Background: Clinical evaluation by palpation of superficial lymph nodes involved by lymphoproliferative process is not sufficient. Ultrasound is a useful method of the initial differential diagnosis of lymph nodes. The aim was to assess the spectrum of ultrasound features of superficial lymphomatous nodes and possible diagnostic pitfalls. Material/Methods: Fifty five lymph nodes in 55 patients were prospectively examined in ultrasound with application of blood flow imaging modes and modern imaging techniques. Only forty lymph nodes with histopathologically proven lymphoma were selected for this analysis (3 Hodgkin, 37 non-Hodgkin). Results: 27.5% of the examined lymph nodes were longitudinal; 42.5% had an oval or round shape; 30% were oval-lobulated or lobulated. 32.5% of the nodes did not show an echogenic hilum, 20% had a normal hilum, and 25% - evidently abnormal. 12.5% of the nodes were anechoic. The general ultrasound impression of a reactive lymph node was presented by 37.5% of the lymphomatous nodes; 45% were suspicious. Among 26 patients with non-Hodgkin lymphoma with multiple lymph nodes involved, in 15 (58%) lymph nodes were modeling on each other. Conclusions: Lymphomatous nodes reveal diverse ultrasound presentations: from appearances indistinguishable from benign reactive lymph nodes to features typical of metastases. Ultrasound internal structure of lymphomatous nodes may be anechoic, causing the possibility of confusion with a cyst, especially in case of a single lymphomatous node. Multiple lymphomatous nodes with non-Hodgkin lymphoma often model on each other assuming geometrical shapes

Photoacoustic study of a new neodymium(III) hydrazone complex

The neodymium(III) hydrazone complex [Nd(DBH) 2 (NO 3 ) 3 ] has been synthesized and characterized using microanalysis and IR spectroscopy. High-resolution photoacoustic spectrometry has been applied for studying the complex. The obtained photoacoustic spectrum has been analysed and compared to a similar [Nd(PicBH) 2 (NO 3 ) 2 ]NO 3 complex. The intensities of the f-f transitions in the photoacoustic spectrum of Nd(DBH) 2 (NO 3 ) 3 were two times greater than for the [Nd(PicBH) 2 (NO 3 ) 2 ]NO 3 complex

Centrosome defects cause microcephaly by activating the 53BP1-USP28-TP53 mitotic surveillance pathway

Mutations in centrosome genes deplete neural progenitor cells (NPCs) during brain development, causing microcephaly. While NPC attrition is linked to TP53-mediated cell death in several microcephaly models, how TP53 is activated remains unclear. In cultured cells, mitotic delays resulting from centrosome loss prevent the growth of unfit daughter cells by activating a pathway involving 53BP1, USP28, and TP53, termed the mitotic surveillance pathway. Whether this pathway is active in the developing brain is unknown. Here, we show that the depletion of centrosome proteins in NPCs prolongs mitosis and increases TP53-mediated apoptosis. Cell death after a delayed mitosis was rescued by inactivation of the mitotic surveillance pathway. Moreover, 53BP1 or USP28 deletion restored NPC proliferation and brain size without correcting the upstream centrosome defects or extended mitosis. By contrast, microcephaly caused by the loss of the non-centrosomal protein SMC5 is also TP53-dependent but is not rescued by loss of 53BP1 or USP28. Thus, we propose that mutations in centrosome genes cause microcephaly by delaying mitosis and pathologically activating the mitotic surveillance pathway in the developing brain

Numerical simulation of the aircraft flight after encountering a microburst windshear

A physical and mathematical modelling of the microburst effect on aircraft behaviour is presented in the paper. Dynamics equations of the aircraft motion are derived in a plane-fixed co-ordinate system using the Boltzmann-Hamel formalism for material systems with holonomic constraints. The aircraft is treated as a six-degree-of-freedom rigid body. For calculating of aerodynamic forces and moments the rules of quasi-stationary aerodynamics were employed. The windshear velocity field is described by the 3D mathematical Bray' model which was applied basing on the meteorogical data resulting from the Joint Airport Weather Studies Project. The influence of local parameters of the microburst was introduced into the equations of flying object motion in terms of three instananeous linear components of wind velocity and the three angular ones. Computations were made taking the PZL I-22 "Iryda" as a test aircraft.Symulacja numeryczna lotu samolotu po przejściu przez podmuch typu "microburst". W pracy przedstawiono fizyczne i matematyczne modelowanie wpływu podmuchu microburst na dynamikę samolotu. Dynamiczne równania ruchu obiektu wyprowadzono w układzie sztywno związanym z samolotem, stosując zapis Boltzmanna-Hamela dla układów mechanicznych o więzach holonomicznych. Samolot potraktowano jako bryłę sztywną o sześciu stopniach swobody. Symulację wykonano dla fazy lotu poziomego z trzymanymi sterami. Obliczenia zmian sił aerodynamicznych i momentów sił aerodynamicznych wykonano w oparciu o aerodynamike quasistacjonarną. Pole prędkości podmuchu microburst opisano w pełni trójwymiarowym modelem matematycznym Braya, opracowanym na bazie danych meteorologicznych z projektu badawczego Joint Airport Weather Studies z 1982 roku w USA. Wpływ parametrów lokalnych pola wiatru w równaniach ruchu obiektu latającego uwzględniono przez trzy chwilowe liniowe składowe wektora prędkości podmuchu i trzy chwilowe kątowe składowe tegoż wektora. W pracy przeanalizowano zachowanie się samolotu po przelocie mimośrodowym przez obszar podmuchu dla różnych parametrów charakteryzujących uskok wiatru. Wykazano, że składowa pionowa prędkości wiatru nie musi być wielka, aby zagrozić bezpieczeństwu lotu. Jako samolot testowy wybrano PZL-I 22 "Iryda"

Identification of the aircraft control basing on the linear and angular accelerations recorder

A method for identification of the aircraft control based on the recorded linear and angular accelerations is presented in the paper. The aircraft accelerations have been calculated by means of numerical simulation of a flight for specified deflections of the control surfaces. these values have been also applied to reconstruction of the manual control. The computations were made for the I-22 IRYDA M93 aircraft.Wyznaczanie sterowania samolotu na podstawie zarejestrowanych przyspieszeń liniowych i kątowych. W pracy przedstawiono metodę wyznaczania kątów wychyleń powierzchni sterowych oraz sterowania zespołem napędowym na podstawie zarejestrowanych przyspieszeń liniowych i kątowych samolotu. Przyspieszenia działające na samolot zostały wyznaczone w drodze symulacji numerycznej lotu samolotu przy z góry zadanym sterowaniu powierzchniami sterowymi oraz obrotami silnika. Nastepnie, wykorzystując tą samą metodę, przeprowadzono próbę odtworzenia tych sterowań. Obliczenia zostały wykonane na przykładzie samolotu I-22 Iryda M93 jako obiekcie testowym

Automatic control of an aircraft flying a turn

Co-ordination of a turn is a complex case. Correct turn is done with such a bank that the resultant force of centrifugal and gravity forces will be in the symmetry plane of the aeroplane. The paper deals with a general mathematical model of an aeroplane in spatial flight. The following problems have been analysed: characteristic parameters of a correct turn, general physical and mathematical control model, approved steering principles and block schema of the equipment. The most important thing is a correct choice of the control system and suitable amplification factors. The autopilot contains four channels, which can control the flight thanks to deflection of the height control surface, direction control surface, ailerons and the engine control lever. Results of the research were obtained by means of numerical simulation of complete model of dynamics of an aeroplane with automatic control system, on the basis of a programme written in the calculation environment of MATLAB package, and were presented in graphic forms.Automatyczne sterowanie lotem samolotu w zakręcie. Koordynacja zakrętu jest sprawą złożoną. Prawidłowy zakręt powinien być wykonany przy takim przechyleniu, aby wypadkowa siły ciężkości i siły odśrodkowej leżała w płaszczyźnie symwtrii samolotu. W pracy pokazano ogólny model matematyczny samolotu sterowanego w locie przestrzennym. Przedstawiono charakterystyczne parametry zakrętu prawidłowego, ogólny model fizyczny i matematyczny sterowania, postać przyjętych praw sterowania oraz schemat blokowy urządzenia. Najważniejszy jest prawidłowy dobór układu sterowania i odpowiednich współczynników wzmocnienia. Przyjęto, że badany autopilot jest czterokanałowy, mogący sterować lotem za pomocą wychylenia steru wysokości, steru kierunku, lotek i dźwigni sterowania silnikami. Wyniki badań uzyskano w wyniku symulacji numerycznej pełnego modelu dynamiki samolotu z układem automatycznego sterowania w oparciu o program napisany w środowisku obliczeniowym pakietu MATLAB. Zostały one przedstawione w postaci graficznej

Mathematical model of uav in numerical simulation of the recovery manoeuvre in a perturbed flight

The study presents a mathematical model in terms of the Boltzmann-Hamel equations representing a controlled Unmanned Aerial vehicle (UAV) motion. The widely known problems with takeoff and recovery manoeuvres of UAV are considered. Both manoeuvres are characterised by low velocities, large angles of attack and relatively low efficiency of the control, so the sophisticated procedures are then necessary to ensure flight safe during these phases of motion. Some results of the first phase of recovery manoeuvre numerical simulations are reported.Model matematyczny BSL w numerycznej symulacji manewru odzysku w locie zaburzonym. W pracy przedstawiono model dynamiki lotu sterowanego samolotu bezpilotowego, który wyprowadzono posługując się formalizmem Boltzmanna-Hamela. Szeroko znane są problemy występujące podczas startu i odzysku tego rodzaju obiektów. Oba manewry charakteryzują się małą prędkością lotu, występowaniem dużych kątów natarcia oraz stosunkowo małą skutecznością sterowania, co powoduje konieczność opracowywania wyrafiniwanych procedur pozwalających na bezpieczną realizację tych faz lotu. W pracy zaprezentowano wyniki symulacji numerycznej początkowej fazy manewru odzysku, jaki opracowano dla samolotu bezpilotowego SOWA