Source terms for calculations of vaporizing and burning fuel sprays with non-unity Lewis numbers in gases with temperature-dependent thermal conductivities

Liquid-fueled burners are used in a number of propulsion devices ranging from internal combustion engines to gas turbines. The structure of spray flames is quite complex and involves a wide range of time and spatial scales in both premixed and non-premixed modes (Williams 1965; Luo et al. 2011). A number of spray-combustion regimes can be observed experimentally in canonical scenarios of practical relevance such as counterflow diffusion flames (Li 1997), as sketched in figure 1, and for which different microscalemodelling strategies are needed. In this study, source terms for the conservation equations are calculated for heating, vaporizing and burning sprays in the single-droplet combustion regime. The present analysis provides extended formulation for source terms, which include non-unity Lewis numbers and variable thermal conductivities.

Jasmonate-dependent modifications of the pectin matrix during potato development function as a defense mechanism targeted by Dickeya dadantii virulence factors

The plant cell wall constitutes an essential protection barrier against pathogen attack. In addition, cell-wall disruption leads to accumulation of jasmonates (JAs), which are key signaling molecules for activation of plant inducible defense responses. However, whether JAs in return modulate the cell-wall composition to reinforce this defensive barrier remains unknown. The enzyme 13-allene oxide synthase (13-AOS) catalyzes the first committed step towards biosynthesis of JAs. In potato (Solanum tuberosum), there are two putative St13-AOS genes, which we show here to be differentially induced upon wounding. We also determine that both genes complement an Arabidopsis aos null mutant, indicating that they encode functional 13-AOS enzymes. Indeed, transgenic potato plants lacking both St13-AOS genes (CoAOS1/2 lines) exhibited a significant reduction of JAs, a concomitant decrease in wound-responsive gene activation, and an increased severity of soft rot disease symptoms caused by Dickeya dadantii. Intriguingly, a hypovirulent D. dadantii pel strain lacking the five major pectate lyases, which causes limited tissue maceration on wild-type plants, regained infectivity in CoAOS1/2 plants. In line with this, we found differences in pectin methyl esterase activity and cell-wall pectin composition between wild-type and CoAOS1/2 plants. Importantly, wild-type plants had pectins with a lower degree of methyl esterification, which are the substrates of the pectate lyases mutated in the pel strain. These results suggest that, during development of potato plants, JAs mediate modification of the pectin matrix to form a defensive barrier that is counteracted by pectinolytic virulence factors from D. dadantii.

Railway Rapid Transit timetables with variable and elastic demand.

This paper focuses on the design of railway timetables considering a variable elastic demand profile along a whole design day. Timetabling is the third stage in the classical hierarchical railway planning process. Most of previous works on this topic consider a uniform demand behavior for short planning intervals. In this paper, we propose a MINLP model for designing non-periodic timetables on a railway corridor where demand is dependent on waiting times. In the elastic demand case, long waiting times lead to a loss of passengers, who may select an alternative transportation mode. The mode choice is modeled using two alternative methods. The first one is based on a sigmoid function and can be used in case of absence of information for competitor modes. In the second one, the mode choice probability is obtained using a Logit model that explicitly considers the existence of a main alternative mode. With the purpose of obtaining optimal departure times, in both cases, a minimization of the loss of passengers is used as objective function. Finally, as illustration, the timetabling MINLP model with both mode choice methods is applied to a real case and computational results are shown.

Methodologies for Collision Risk Computation = Metodologías para Cálculo de Riesgo de Colisión

Esta tesis aborda metodologías para el cálculo de riesgo de colisión de satélites. La minimización del riesgo de colisión se debe abordar desde dos puntos de vista distintos. Desde el punto de vista operacional, es necesario filtrar los objetos que pueden presentar un encuentro entre todos los objetos que comparten el espacio con un satélite operacional. Puesto que las órbitas, del objeto operacional y del objeto envuelto en la colisión, no se conocen perfectamente, la geometría del encuentro y el riesgo de colisión deben ser evaluados. De acuerdo con dicha geometría o riesgo, una maniobra evasiva puede ser necesaria para evitar la colisión. Dichas maniobras implican un consumo de combustible que impacta en la capacidad de mantenimiento orbital y por tanto de la visa útil del satélite. Por tanto, el combustible necesario a lo largo de la vida útil de un satélite debe ser estimado en fase de diseño de la misión para una correcta definición de su vida útil, especialmente para satélites orbitando en regímenes orbitales muy poblados. Los dos aspectos, diseño de misión y aspectos operacionales en relación con el riesgo de colisión están abordados en esta tesis y se resumen en la Figura 3. En relación con los aspectos relacionados con el diseño de misión (parte inferior de la figura), es necesario evaluar estadísticamente las características de de la población espacial y las teorías que permiten calcular el número medio de eventos encontrados por una misión y su capacidad de reducir riesgo de colisión. Estos dos aspectos definen los procedimientos más apropiados para reducir el riesgo de colisión en fase operacional. Este aspecto es abordado, comenzando por la teoría descrita en [Sánchez-Ortiz, 2006]T.14 e implementada por el autor de esta tesis en la herramienta ARES [Sánchez-Ortiz, 2004b]T.15 proporcionada por ESA para la evaluación de estrategias de evitación de colisión. Esta teoría es extendida en esta tesis para considerar las características de los datos orbitales disponibles en las fases operacionales de un satélite (sección 4.3.3). Además, esta teoría se ha extendido para considerar riesgo máximo de colisión cuando la incertidumbre de las órbitas de objetos catalogados no es conocida (como se da el caso para los TLE), y en el caso de querer sólo considerar riesgo de colisión catastrófico (sección 4.3.2.3). Dichas mejoras se han incluido en la nueva versión de ARES [Domínguez-González and Sánchez-Ortiz, 2012b]T.12 puesta a disposición a través de [SDUP,2014]R.60. En fase operacional, los catálogos que proporcionan datos orbitales de los objetos espaciales, son procesados rutinariamente, para identificar posibles encuentros que se analizan en base a algoritmos de cálculo de riesgo de colisión para proponer maniobras de evasión. Actualmente existe una única fuente de datos públicos, el catálogo TLE (de sus siglas en inglés, Two Line Elements). Además, el Joint Space Operation Center (JSpOC) Americano proporciona mensajes con alertas de colisión (CSM) cuando el sistema de vigilancia americano identifica un posible encuentro. En función de los datos usados en fase operacional (TLE o CSM), la estrategia de evitación puede ser diferente debido a las características de dicha información. Es preciso conocer las principales características de los datos disponibles (respecto a la precisión de los datos orbitales) para estimar los posibles eventos de colisión encontrados por un satélite a lo largo de su vida útil. En caso de los TLE, cuya precisión orbital no es proporcionada, la información de precisión orbital derivada de un análisis estadístico se puede usar también en el proceso operacional así como en el diseño de la misión. En caso de utilizar CSM como base de las operaciones de evitación de colisiones, se conoce la precisión orbital de los dos objetos involucrados. Estas características se han analizado en detalle, evaluando estadísticamente las características de ambos tipos de datos. Una vez concluido dicho análisis, se ha analizado el impacto de utilizar TLE o CSM en las operaciones del satélite (sección 5.1). Este análisis se ha publicado en una revista especializada [Sánchez-Ortiz, 2015b]T.3. En dicho análisis, se proporcionan recomendaciones para distintas misiones (tamaño del satélite y régimen orbital) en relación con las estrategias de evitación de colisión para reducir el riesgo de colisión de manera significativa. Por ejemplo, en el caso de un satélite en órbita heliosíncrona en régimen orbital LEO, el valor típico del ACPL que se usa de manera extendida es 10-4. Este valor no es adecuado cuando los esquemas de evitación de colisión se realizan sobre datos TLE. En este caso, la capacidad de reducción de riesgo es prácticamente nula (debido a las grandes incertidumbres de los datos TLE) incluso para tiempos cortos de predicción. Para conseguir una reducción significativa del riesgo, sería necesario usar un ACPL en torno a 10-6 o inferior, produciendo unas 10 alarmas al año por satélite (considerando predicciones a un día) o 100 alarmas al año (con predicciones a tres días). Por tanto, la principal conclusión es la falta de idoneidad de los datos TLE para el cálculo de eventos de colisión. Al contrario, usando los datos CSM, debido a su mejor precisión orbital, se puede obtener una reducción significativa del riesgo con ACPL en torno a 10-4 (considerando 3 días de predicción). Incluso 5 días de predicción pueden ser considerados con ACPL en torno a 10-5. Incluso tiempos de predicción más largos se pueden usar (7 días) con reducción del 90% del riesgo y unas 5 alarmas al año (en caso de predicciones de 5 días, el número de maniobras se mantiene en unas 2 al año). La dinámica en GEO es diferente al caso LEO y hace que el crecimiento de las incertidumbres orbitales con el tiempo de propagación sea menor. Por el contrario, las incertidumbres derivadas de la determinación orbital son peores que en LEO por las diferencias en las capacidades de observación de uno y otro régimen orbital. Además, se debe considerar que los tiempos de predicción considerados para LEO pueden no ser apropiados para el caso de un satélite GEO (puesto que tiene un periodo orbital mayor). En este caso usando datos TLE, una reducción significativa del riesgo sólo se consigue con valores pequeños de ACPL, produciendo una alarma por año cuando los eventos de colisión se predicen a un día vista (tiempo muy corto para implementar maniobras de evitación de colisión).Valores más adecuados de ACPL se encuentran entre 5•10-8 y 10-7, muy por debajo de los valores usados en las operaciones actuales de la mayoría de las misiones GEO (de nuevo, no se recomienda en este régimen orbital basar las estrategias de evitación de colisión en TLE). Los datos CSM permiten una reducción de riesgo apropiada con ACPL entre 10-5 y 10-4 con tiempos de predicción cortos y medios (10-5 se recomienda para predicciones a 5 o 7 días). El número de maniobras realizadas sería una en 10 años de misión. Se debe notar que estos cálculos están realizados para un satélite de unos 2 metros de radio. En el futuro, otros sistemas de vigilancia espacial (como el programa SSA de la ESA), proporcionarán catálogos adicionales de objetos espaciales con el objetivo de reducir el riesgo de colisión de los satélites. Para definir dichos sistemas de vigilancia, es necesario identificar las prestaciones del catalogo en función de la reducción de riesgo que se pretende conseguir. Las características del catálogo que afectan principalmente a dicha capacidad son la cobertura (número de objetos incluidos en el catalogo, limitado principalmente por el tamaño mínimo de los objetos en función de las limitaciones de los sensores utilizados) y la precisión de los datos orbitales (derivada de las prestaciones de los sensores en relación con la precisión de las medidas y la capacidad de re-observación de los objetos). El resultado de dicho análisis (sección 5.2) se ha publicado en una revista especializada [Sánchez-Ortiz, 2015a]T.2. Este análisis no estaba inicialmente previsto durante la tesis, y permite mostrar como la teoría descrita en esta tesis, inicialmente definida para facilitar el diseño de misiones (parte superior de la figura 1) se ha extendido y se puede aplicar para otros propósitos como el dimensionado de un sistema de vigilancia espacial (parte inferior de la figura 1). La principal diferencia de los dos análisis se basa en considerar las capacidades de catalogación (precisión y tamaño de objetos observados) como una variable a modificar en el caso de un diseño de un sistema de vigilancia), siendo fijas en el caso de un diseño de misión. En el caso de las salidas generadas en el análisis, todos los aspectos calculados en un análisis estadístico de riesgo de colisión son importantes para diseño de misión (con el objetivo de calcular la estrategia de evitación y la cantidad de combustible a utilizar), mientras que en el caso de un diseño de un sistema de vigilancia, los aspectos más importantes son el número de maniobras y falsas alarmas (fiabilidad del sistema) y la capacidad de reducción de riesgo (efectividad del sistema). Adicionalmente, un sistema de vigilancia espacial debe ser caracterizado por su capacidad de evitar colisiones catastróficas (evitando así in incremento dramático de la población de basura espacial), mientras que el diseño de una misión debe considerar todo tipo de encuentros, puesto que un operador está interesado en evitar tanto las colisiones catastróficas como las letales. Del análisis de las prestaciones (tamaño de objetos a catalogar y precisión orbital) requeridas a un sistema de vigilancia espacial se concluye que ambos aspectos han de ser fijados de manera diferente para los distintos regímenes orbitales. En el caso de LEO se hace necesario observar objetos de hasta 5cm de radio, mientras que en GEO se rebaja este requisito hasta los 100 cm para cubrir las colisiones catastróficas. La razón principal para esta diferencia viene de las diferentes velocidades relativas entre los objetos en ambos regímenes orbitales. En relación con la precisión orbital, ésta ha de ser muy buena en LEO para poder reducir el número de falsas alarmas, mientras que en regímenes orbitales más altos se pueden considerar precisiones medias. En relación con los aspectos operaciones de la determinación de riesgo de colisión, existen varios algoritmos de cálculo de riesgo entre dos objetos espaciales. La Figura 2 proporciona un resumen de los casos en cuanto a algoritmos de cálculo de riesgo de colisión y como se abordan en esta tesis. Normalmente se consideran objetos esféricos para simplificar el cálculo de riesgo (caso A). Este caso está ampliamente abordado en la literatura y no se analiza en detalle en esta tesis. Un caso de ejemplo se proporciona en la sección 4.2. Considerar la forma real de los objetos (caso B) permite calcular el riesgo de una manera más precisa. Un nuevo algoritmo es definido en esta tesis para calcular el riesgo de colisión cuando al menos uno de los objetos se considera complejo (sección 4.4.2). Dicho algoritmo permite calcular el riesgo de colisión para objetos formados por un conjunto de cajas, y se ha presentado en varias conferencias internacionales. Para evaluar las prestaciones de dicho algoritmo, sus resultados se han comparado con un análisis de Monte Carlo que se ha definido para considerar colisiones entre cajas de manera adecuada (sección 4.1.2.3), pues la búsqueda de colisiones simples aplicables para objetos esféricos no es aplicable a este caso. Este análisis de Monte Carlo se considera la verdad a la hora de calcular los resultados del algoritmos, dicha comparativa se presenta en la sección 4.4.4. En el caso de satélites que no se pueden considerar esféricos, el uso de un modelo de la geometría del satélite permite descartar eventos que no son colisiones reales o estimar con mayor precisión el riesgo asociado a un evento. El uso de estos algoritmos con geometrías complejas es más relevante para objetos de dimensiones grandes debido a las prestaciones de precisión orbital actuales. En el futuro, si los sistemas de vigilancia mejoran y las órbitas son conocidas con mayor precisión, la importancia de considerar la geometría real de los satélites será cada vez más relevante. La sección 5.4 presenta un ejemplo para un sistema de grandes dimensiones (satélite con un tether). Adicionalmente, si los dos objetos involucrados en la colisión tienen velocidad relativa baja (y geometría simple, Caso C en la Figura 2), la mayor parte de los algoritmos no son aplicables requiriendo implementaciones dedicadas para este caso particular. En esta tesis, uno de estos algoritmos presentado en la literatura [Patera, 2001]R.26 se ha analizado para determinar su idoneidad en distintos tipos de eventos (sección 4.5). La evaluación frete a un análisis de Monte Carlo se proporciona en la sección 4.5.2. Tras este análisis, se ha considerado adecuado para abordar las colisiones de baja velocidad. En particular, se ha concluido que el uso de algoritmos dedicados para baja velocidad son necesarios en función del tamaño del volumen de colisión proyectado en el plano de encuentro (B-plane) y del tamaño de la incertidumbre asociada al vector posición entre los dos objetos. Para incertidumbres grandes, estos algoritmos se hacen más necesarios pues la duración del intervalo en que los elipsoides de error de los dos objetos pueden intersecar es mayor. Dicho algoritmo se ha probado integrando el algoritmo de colisión para objetos con geometrías complejas. El resultado de dicho análisis muestra que este algoritmo puede ser extendido fácilmente para considerar diferentes tipos de algoritmos de cálculo de riesgo de colisión (sección 4.5.3). Ambos algoritmos, junto con el método Monte Carlo para geometrías complejas, se han implementado en la herramienta operacional de la ESA CORAM, que es utilizada para evaluar el riesgo de colisión en las actividades rutinarias de los satélites operados por ESA [Sánchez-Ortiz, 2013a]T.11. Este hecho muestra el interés y relevancia de los algoritmos desarrollados para la mejora de las operaciones de los satélites. Dichos algoritmos han sido presentados en varias conferencias internacionales [Sánchez-Ortiz, 2013b]T.9, [Pulido, 2014]T.7,[Grande-Olalla, 2013]T.10, [Pulido, 2014]T.5, [Sánchez-Ortiz, 2015c]T.1. ABSTRACT This document addresses methodologies for computation of the collision risk of a satellite. Two different approaches need to be considered for collision risk minimisation. On an operational basis, it is needed to perform a sieve of possible objects approaching the satellite, among all objects sharing the space with an operational satellite. As the orbits of both, satellite and the eventual collider, are not perfectly known but only estimated, the miss-encounter geometry and the actual risk of collision shall be evaluated. In the basis of the encounter geometry or the risk, an eventual manoeuvre may be required to avoid the conjunction. Those manoeuvres will be associated to a reduction in the fuel for the mission orbit maintenance, and thus, may reduce the satellite operational lifetime. Thus, avoidance manoeuvre fuel budget shall be estimated, at mission design phase, for a better estimation of mission lifetime, especially for those satellites orbiting in very populated orbital regimes. These two aspects, mission design and operational collision risk aspects, are summarised in Figure 3, and covered along this thesis. Bottom part of the figure identifies the aspects to be consider for the mission design phase (statistical characterisation of the space object population data and theory computing the mean number of events and risk reduction capability) which will define the most appropriate collision avoidance approach at mission operational phase. This part is covered in this work by starting from the theory described in [Sánchez-Ortiz, 2006]T.14 and implemented by this author in ARES tool [Sánchez-Ortiz, 2004b]T.15 provided by ESA for evaluation of collision avoidance approaches. This methodology has been now extended to account for the particular features of the available data sets in operational environment (section 4.3.3). Additionally, the formulation has been extended to allow evaluating risk computation approached when orbital uncertainty is not available (like the TLE case) and when only catastrophic collisions are subject to study (section 4.3.2.3). These improvements to the theory have been included in the new version of ESA ARES tool [Domínguez-González and Sánchez-Ortiz, 2012b]T.12 and available through [SDUP,2014]R.60. At the operation phase, the real catalogue data will be processed on a routine basis, with adequate collision risk computation algorithms to propose conjunction avoidance manoeuvre optimised for every event. The optimisation of manoeuvres in an operational basis is not approached along this document. Currently, American Two Line Element (TLE) catalogue is the only public source of data providing orbits of objects in space to identify eventual conjunction events. Additionally, Conjunction Summary Message (CSM) is provided by Joint Space Operation Center (JSpOC) when the American system identifies a possible collision among satellites and debris. Depending on the data used for collision avoidance evaluation, the conjunction avoidance approach may be different. The main features of currently available data need to be analysed (in regards to accuracy) in order to perform estimation of eventual encounters to be found along the mission lifetime. In the case of TLE, as these data is not provided with accuracy information, operational collision avoidance may be also based on statistical accuracy information as the one used in the mission design approach. This is not the case for CSM data, which includes the state vector and orbital accuracy of the two involved objects. This aspect has been analysed in detail and is depicted in the document, evaluating in statistical way the characteristics of both data sets in regards to the main aspects related to collision avoidance. Once the analysis of data set was completed, investigations on the impact of those features in the most convenient avoidance approaches have been addressed (section 5.1). This analysis is published in a peer-reviewed journal [Sánchez-Ortiz, 2015b]T.3. The analysis provides recommendations for different mission types (satellite size and orbital regime) in regards to the most appropriate collision avoidance approach for relevant risk reduction. The risk reduction capability is very much dependent on the accuracy of the catalogue utilized to identify eventual collisions. Approaches based on CSM data are recommended against the TLE based approach. Some approaches based on the maximum risk associated to envisaged encounters are demonstrated to report a very large number of events, which makes the approach not suitable for operational activities. Accepted Collision Probability Levels are recommended for the definition of the avoidance strategies for different mission types. For example for the case of a LEO satellite in the Sun-synchronous regime, the typically used ACPL value of 10-4 is not a suitable value for collision avoidance schemes based on TLE data. In this case the risk reduction capacity is almost null (due to the large uncertainties associated to TLE data sets, even for short time-to-event values). For significant reduction of risk when using TLE data, ACPL on the order of 10-6 (or lower) seems to be required, producing about 10 warnings per year and mission (if one-day ahead events are considered) or 100 warnings per year (for three-days ahead estimations). Thus, the main conclusion from these results is the lack of feasibility of TLE for a proper collision avoidance approach. On the contrary, for CSM data, and due to the better accuracy of the orbital information when compared with TLE, ACPL on the order of 10-4 allows to significantly reduce the risk. This is true for events estimated up to 3 days ahead. Even 5 days ahead events can be considered, but ACPL values down to 10-5 should be considered in such case. Even larger prediction times can be considered (7 days) for risk reduction about 90%, at the cost of larger number of warnings up to 5 events per year, when 5 days prediction allows to keep the manoeuvre rate in 2 manoeuvres per year. Dynamics of the GEO orbits is different to that in LEO, impacting on a lower increase of orbits uncertainty along time. On the contrary, uncertainties at short prediction times at this orbital regime are larger than those at LEO due to the differences in observation capabilities. Additionally, it has to be accounted that short prediction times feasible at LEO may not be appropriate for a GEO mission due to the orbital period being much larger at this regime. In the case of TLE data sets, significant reduction of risk is only achieved for small ACPL values, producing about a warning event per year if warnings are raised one day in advance to the event (too short for any reaction to be considered). Suitable ACPL values would lay in between 5•10-8 and 10-7, well below the normal values used in current operations for most of the GEO missions (TLE-based strategies for collision avoidance at this regime are not recommended). On the contrary, CSM data allows a good reduction of risk with ACPL in between 10-5 and 10-4 for short and medium prediction times. 10-5 is recommended for prediction times of five or seven days. The number of events raised for a suitable warning time of seven days would be about one in a 10-year mission. It must be noted, that these results are associated to a 2 m radius spacecraft, impact of the satellite size are also analysed within the thesis. In the future, other Space Situational Awareness Systems (SSA, ESA program) may provide additional catalogues of objects in space with the aim of reducing the risk. It is needed to investigate which are the required performances of those catalogues for allowing such risk reduction. The main performance aspects are coverage (objects included in the catalogue, mainly limited by a minimum object size derived from sensor performances) and the accuracy of the orbital data to accurately evaluate the conjunctions (derived from sensor performance in regards to object observation frequency and accuracy). The results of these investigations (section 5.2) are published in a peer-reviewed journal [Sánchez-Ortiz, 2015a]T.2. This aspect was not initially foreseen as objective of the thesis, but it shows how the theory described in the thesis, initially defined for mission design in regards to avoidance manoeuvre fuel allocation (upper part of figure 1), is extended and serves for additional purposes as dimensioning a Space Surveillance and Tracking (SST) system (bottom part of figure below). The main difference between the two approaches is the consideration of the catalogue features as part of the theory which are not modified (for the satellite mission design case) instead of being an input for the analysis (in the case of the SST design). In regards to the outputs, all the features computed by the statistical conjunction analysis are of importance for mission design (with the objective of proper global avoidance strategy definition and fuel allocation), whereas for the case of SST design, the most relevant aspects are the manoeuvre and false alarm rates (defining a reliable system) and the Risk Reduction capability (driving the effectiveness of the system). In regards to the methodology for computing the risk, the SST system shall be driven by the capacity of providing the means to avoid catastrophic conjunction events (avoiding the dramatic increase of the population), whereas the satellite mission design should consider all type of encounters, as the operator is interested on avoiding both lethal and catastrophic collisions. From the analysis of the SST features (object coverage and orbital uncertainty) for a reliable system, it is concluded that those two characteristics are to be imposed differently for the different orbital regimes, as the population level is different depending on the orbit type. Coverage values range from 5 cm for very populated LEO regime up to 100 cm in the case of GEO region. The difference on this requirement derives mainly from the relative velocity of the encounters at those regimes. Regarding the orbital knowledge of the catalogues, very accurate information is required for objects in the LEO region in order to limit the number of false alarms, whereas intermediate orbital accuracy can be considered for higher orbital regimes. In regards to the operational collision avoidance approaches, several collision risk algorithms are used for evaluation of collision risk of two pair of objects. Figure 2 provides a summary of the different collision risk algorithm cases and indicates how they are covered along this document. The typical case with high relative velocity is well covered in literature for the case of spherical objects (case A), with a large number of available algorithms, that are not analysed in detailed in this work. Only a sample case is provided in section 4.2. If complex geometries are considered (Case B), a more realistic risk evaluation can be computed. New approach for the evaluation of risk in the case of complex geometries is presented in this thesis (section 4.4.2), and it has been presented in several international conferences. The developed algorithm allows evaluating the risk for complex objects formed by a set of boxes. A dedicated Monte Carlo method has also been described (section 4.1.2.3) and implemented to allow the evaluation of the actual collisions among a large number of simulation shots. This Monte Carlo runs are considered the truth for comparison of the algorithm results (section 4.4.4). For spacecrafts that cannot be considered as spheres, the consideration of the real geometry of the objects may allow to discard events which are not real conjunctions, or estimate with larger reliability the risk associated to the event. This is of particular importance for the case of large spacecrafts as the uncertainty in positions of actual catalogues does not reach small values to make a difference for the case of objects below meter size. As the tracking systems improve and the orbits of catalogued objects are known more precisely, the importance of considering actual shapes of the objects will become more relevant. The particular case of a very large system (as a tethered satellite) is analysed in section 5.4. Additionally, if the two colliding objects have low relative velocity (and simple geometries, case C in figure above), the most common collision risk algorithms fail and adequate theories need to be applied. In this document, a low relative velocity algorithm presented in the literature [Patera, 2001]R.26 is described and evaluated (section 4.5). Evaluation through comparison with Monte Carlo approach is provided in section 4.5.2. The main conclusion of this analysis is the suitability of this algorithm for the most common encounter characteristics, and thus it is selected as adequate for collision risk estimation. Its performances are evaluated in order to characterise when it can be safely used for a large variety of encounter characteristics. In particular, it is found that the need of using dedicated algorithms depend on both the size of collision volume in the B-plane and the miss-distance uncertainty. For large uncertainties, the need of such algorithms is more relevant since for small uncertainties the encounter duration where the covariance ellipsoids intersect is smaller. Additionally, its application for the case of complex satellite geometries is assessed (case D in figure above) by integrating the developed algorithm in this thesis with Patera’s formulation for low relative velocity encounters. The results of this analysis show that the algorithm can be easily extended for collision risk estimation process suitable for complex geometry objects (section 4.5.3). The two algorithms, together with the Monte Carlo method, have been implemented in the operational tool CORAM for ESA which is used for the evaluation of collision risk of ESA operated missions, [Sánchez-Ortiz, 2013a]T.11. This fact shows the interest and relevance of the developed algorithms for improvement of satellite operations. The algorithms have been presented in several international conferences, [Sánchez-Ortiz, 2013b]T.9, [Pulido, 2014]T.7,[Grande-Olalla, 2013]T.10, [Pulido, 2014]T.5, [Sánchez-Ortiz, 2015c]T.1.

Optimization of the Integrated Guidance and Control for a Dual Aerodynamic Control Missile

Las futuras misiones para misiles aire-aire operando dentro de la atmósfera requieren la interceptación de blancos a mayores velocidades y más maniobrables, incluyendo los esperados vehículos aéreos de combate no tripulados. La intercepción tiene que lograrse desde cualquier ángulo de lanzamiento. Una de las principales discusiones en la tecnología de misiles en la actualidad es cómo satisfacer estos nuevos requisitos incrementando la capacidad de maniobra del misil y en paralelo, a través de mejoras en los métodos de guiado y control modernos. Esta Tesis aborda estos dos objetivos simultáneamente, al proponer un diseño integrando el guiado y el control de vuelo (autopiloto) y aplicarlo a misiles con control aerodinámico simultáneo en canard y cola. Un primer avance de los resultados obtenidos ha sido publicado recientemente en el Journal of Aerospace Engineering, en Abril de 2015, [Ibarrondo y Sanz-Aranguez, 2015]. El valor del diseño integrado obtenido es que permite al misil cumplir con los requisitos operacionales mencionados empleando únicamente control aerodinámico. El diseño propuesto se compara favorablemente con esquemas más tradicionales, consiguiendo menores distancias de paso al blanco y necesitando de menores esfuerzos de control incluso en presencia de ruidos. En esta Tesis se demostrará cómo la introducción del doble mando, donde tanto el canard como las aletas de cola son móviles, puede mejorar las actuaciones de un misil existente. Comparado con un misil con control en cola, el doble control requiere sólo introducir dos servos adicionales para accionar los canards también en guiñada y cabeceo. La sección de cola será responsable de controlar el misil en balanceo mediante deflexiones diferenciales de los controles. En el caso del doble mando, la complicación añadida es que los vórtices desprendidos de los canards se propagan corriente abajo y pueden incidir sobre las superficies de cola, alterando sus características de control. Como un primer aporte, se ha desarrollado un modelo analítico completo para la aerodinámica no lineal de un misil con doble control, incluyendo la caracterización de este efecto de acoplamiento aerodinámico. Hay dos modos de funcionamiento en picado y guiñada para un misil de doble mando: ”desviación” y ”opuesto”. En modo ”desviación”, los controles actúan en la misma dirección, generando un cambio inmediato en la sustentación y produciendo un movimiento de translación en el misil. La respuesta es rápida, pero en el modo ”desviación” los misiles con doble control pueden tener dificultades para alcanzar grandes ángulos de ataque y altas aceleraciones laterales. Cuando los controles actúan en direcciones opuestas, el misil rota y el ángulo de ataque del fuselaje se incrementa para generar mayores aceleraciones en estado estacionario, aunque el tiempo de respuesta es mayor. Con el modelo aerodinámico completo, es posible obtener una parametrización dependiente de los estados de la dinámica de corto periodo del misil. Debido al efecto de acoplamiento entre los controles, la respuesta en bucle abierto no depende linealmente de los controles. El autopiloto se optimiza para obtener la maniobra requerida por la ley de guiado sin exceder ninguno de los límites aerodinámicos o mecánicos del misil. Una segunda contribución de la tesis es el desarrollo de un autopiloto con múltiples entradas de control y que integra la aerodinámica no lineal, controlando los tres canales de picado, guiñada y cabeceo de forma simultánea. Las ganancias del autopiloto dependen de los estados del misil y se calculan a cada paso de integración mediante la resolución de una ecuación de Riccati de orden 21x21. Las ganancias obtenidas son sub-óptimas, debido a que una solución completa de la ecuación de Hamilton-Jacobi-Bellman no puede obtenerse de manera práctica, y se asumen ciertas simplificaciones. Se incorpora asimismo un mecanismo que permite acelerar la respuesta en caso necesario. Como parte del autopiloto, se define una estrategia para repartir el esfuerzo de control entre el canard y la cola. Esto se consigue mediante un controlador aumentado situado antes del bucle de optimización, que minimiza el esfuerzo total de control para maniobrar. Esta ley de alimentación directa mantiene al misil cerca de sus condiciones de equilibrio, garantizando una respuesta transitoria adecuada. El controlador no lineal elimina la respuesta de fase no-mínima característica de la cola. En esta Tesis se consideran dos diseños para el guiado y control, el control en Doble-Lazo y el control Integrado. En la aproximación de Doble-Lazo, el autopiloto se sitúa dentro de un bucle interior y se diseña independientemente del guiado, que conforma el bucle más exterior del control. Esta estructura asume que existe separación espectral entre los dos, esto es, que los tiempos de respuesta del autopiloto son mucho mayores que los tiempos característicos del guiado. En el estudio se combina el autopiloto desarrollado con una ley de guiado óptimo. Los resultados obtenidos demuestran que se consiguen aumentos muy importantes en las actuaciones frente a misiles con control canard o control en cola, y que la interceptación, cuando se lanza cerca del curso de colisión, se consigue desde cualquier ángulo alrededor del blanco. Para el misil de doble mando, la estrategia óptima resulta en utilizar el modo de control opuesto en la aproximación al blanco y utilizar el modo de desviación justo antes del impacto. Sin embargo la lógica de doble bucle no consigue el impacto cuando hay desviaciones importantes con respecto al curso de colisión. Una de las razones es que parte de la demanda de guiado se pierde, ya que el misil solo es capaz de modificar su aceleración lateral, y no tiene control sobre su aceleración axial, a no ser que incorpore un motor de empuje regulable. La hipótesis de separación mencionada, y que constituye la base del Doble-Bucle, puede no ser aplicable cuando la dinámica del misil es muy alta en las proximidades del blanco. Si se combinan el guiado y el autopiloto en un único bucle, la información de los estados del misil está disponible para el cálculo de la ley de guiado, y puede calcularse la estrategia optima de guiado considerando las capacidades y la actitud del misil. Una tercera contribución de la Tesis es la resolución de este segundo diseño, la integración no lineal del guiado y del autopiloto (IGA) para el misil de doble control. Aproximaciones anteriores en la literatura han planteado este sistema en ejes cuerpo, resultando en un sistema muy inestable debido al bajo amortiguamiento del misil en cabeceo y guiñada. Las simplificaciones que se tomaron también causan que el misil se deslice alrededor del blanco y no consiga la intercepción. En nuestra aproximación el problema se plantea en ejes inerciales y se recurre a la dinámica de los cuaterniones, eliminado estos inconvenientes. No se limita a la dinámica de corto periodo del misil, porque se construye incluyendo de modo explícito la velocidad dentro del bucle de optimización. La formulación resultante en el IGA es independiente de la maniobra del blanco, que sin embargo se ha de incluir en el cálculo del modelo en Doble-bucle. Un típico inconveniente de los sistemas integrados con controlador proporcional, es el problema de las escalas. Los errores de guiado dominan sobre los errores de posición del misil y saturan el controlador, provocando la pérdida del misil. Este problema se ha tratado aquí con un controlador aumentado previo al bucle de optimización, que define un estado de equilibrio local para el sistema integrado, que pasa a actuar como un regulador. Los criterios de actuaciones para el IGA son los mismos que para el sistema de Doble-Bucle. Sin embargo el problema matemático resultante es muy complejo. El problema óptimo para tiempo finito resulta en una ecuación diferencial de Riccati con condiciones terminales, que no puede resolverse. Mediante un cambio de variable y la introducción de una matriz de transición, este problema se transforma en una ecuación diferencial de Lyapunov que puede resolverse mediante métodos numéricos. La solución resultante solo es aplicable en un entorno cercano del blanco. Cuando la distancia entre misil y blanco es mayor, se desarrolla una solución aproximada basada en la solución de una ecuación algebraica de Riccati para cada paso de integración. Los resultados que se han obtenido demuestran, a través de análisis numéricos en distintos escenarios, que la solución integrada es mejor que el sistema de Doble-Bucle. Las trayectorias resultantes son muy distintas. El IGA preserva el guiado del misil y consigue maximizar el uso de la propulsión, consiguiendo la interceptación del blanco en menores tiempos de vuelo. El sistema es capaz de lograr el impacto donde el Doble-Bucle falla, y además requiere un orden menos de magnitud en la cantidad de cálculos necesarios. El efecto de los ruidos radar, datos discretos y errores del radomo se investigan. El IGA es más robusto, resultando menos afectado por perturbaciones que el Doble- Bucle, especialmente porque el núcleo de optimización en el IGA es independiente de la maniobra del blanco. La estimación de la maniobra del blanco es siempre imprecisa y contaminada por ruido, y degrada la precisión de la solución de Doble-Bucle. Finalmente, como una cuarta contribución, se demuestra que el misil con guiado IGA es capaz de realizar una maniobra de defensa contra un blanco que ataque por su cola, sólo con control aerodinámico. Las trayectorias estudiadas consideran una fase pre-programada de alta velocidad de giro, manteniendo siempre el misil dentro de su envuelta de vuelo. Este procedimiento no necesita recurrir a soluciones técnicamente más complejas como el control vectorial del empuje o control por chorro para ejecutar esta maniobra. En todas las demostraciones matemáticas se utiliza el producto de Kronecker como una herramienta practica para manejar las parametrizaciones dependientes de variables, que resultan en matrices de grandes dimensiones. ABSTRACT Future missions for air to air endo-atmospheric missiles require the interception of targets with higher speeds and more maneuverable, including forthcoming unmanned supersonic combat vehicles. The interception will need to be achieved from any angle and off-boresight launch conditions. One of the most significant discussions in missile technology today is how to satisfy these new operational requirements by increasing missile maneuvering capabilities and in parallel, through the development of more advanced guidance and control methods. This Thesis addresses these two objectives by proposing a novel optimal integrated guidance and autopilot design scheme, applicable to more maneuverable missiles with forward and rearward aerodynamic controls. A first insight of these results have been recently published in the Journal of Aerospace Engineering in April 2015, [Ibarrondo and Sanz-Aránguez, 2015]. The value of this integrated solution is that it allows the missile to comply with the aforementioned requirements only by applying aerodynamic control. The proposed design is compared against more traditional guidance and control approaches with positive results, achieving reduced control efforts and lower miss distances with the integrated logic even in the presence of noises. In this Thesis it will be demonstrated how the dual control missile, where canard and tail fins are both movable, can enhance the capabilities of an existing missile airframe. Compared to a tail missile, dual control only requires two additional servos to actuate the canards in pitch and yaw. The tail section will be responsible to maintain the missile stabilized in roll, like in a classic tail missile. The additional complexity is that the vortices shed from the canard propagate downstream where they interact with the tail surfaces, altering the tail expected control characteristics. These aerodynamic phenomena must be properly described, as a preliminary step, with high enough precision for advanced guidance and control studies. As a first contribution we have developed a full analytical model of the nonlinear aerodynamics of a missile with dual control, including the characterization of this cross-control coupling effect. This development has been produced from a theoretical model validated with reliable practical data obtained from wind tunnel experiments available in the scientific literature, complement with computer fluid dynamics and semi-experimental methods. There are two modes of operating a missile with forward and rear controls, ”divert” and ”opposite” modes. In divert mode, controls are deflected in the same direction, generating an increment in direct lift and missile translation. Response is fast, but in this mode, dual control missiles may have difficulties in achieving large angles of attack and high level of lateral accelerations. When controls are deflected in opposite directions (opposite mode) the missile airframe rotates and the body angle of attack is increased to generate greater accelerations in steady-state, although the response time is larger. With the aero-model, a state dependent parametrization of the dual control missile short term dynamics can be obtained. Due to the cross-coupling effect, the open loop dynamics for the dual control missile is not linearly dependent of the fin positions. The short term missile dynamics are blended with the servo system to obtain an extended autopilot model, where the response is linear with the control fins turning rates, that will be the control variables. The flight control loop is optimized to achieve the maneuver required by the guidance law without exceeding any of the missile aerodynamic or mechanical limitations. The specific aero-limitations and relevant performance indicators for the dual control are set as part of the analysis. A second contribution of this Thesis is the development of a step-tracking multi-input autopilot that integrates non-linear aerodynamics. The designed dual control missile autopilot is a full three dimensional autopilot, where roll, pitch and yaw are integrated, calculating command inputs simultaneously. The autopilot control gains are state dependent, and calculated at each integration step solving a matrix Riccati equation of order 21x21. The resulting gains are sub-optimal as a full solution for the Hamilton-Jacobi-Bellman equation cannot be resolved in practical terms and some simplifications are taken. Acceleration mechanisms with an λ-shift is incorporated in the design. As part of the autopilot, a strategy is defined for proper allocation of control effort between canard and tail channels. This is achieved with an augmented feed forward controller that minimizes the total control effort of the missile to maneuver. The feedforward law also maintains the missile near trim conditions, obtaining a well manner response of the missile. The nonlinear controller proves to eliminate the non-minimum phase effect of the tail. Two guidance and control designs have been considered in this Thesis: the Two- Loop and the Integrated approaches. In the Two-Loop approach, the autopilot is placed in an inner loop and designed separately from an outer guidance loop. This structure assumes that spectral separation holds, meaning that the autopilot response times are much higher than the guidance command updates. The developed nonlinear autopilot is linked in the study to an optimal guidance law. Simulations are carried on launching close to collision course against supersonic and highly maneuver targets. Results demonstrate a large boost in performance provided by the dual control versus more traditional canard and tail missiles, where interception with the dual control close to collision course is achieved form 365deg all around the target. It is shown that for the dual control missile the optimal flight strategy results in using opposite control in its approach to target and quick corrections with divert just before impact. However the Two-Loop logic fails to achieve target interception when there are large deviations initially from collision course. One of the reasons is that part of the guidance command is not followed, because the missile is not able to control its axial acceleration without a throttleable engine. Also the separation hypothesis may not be applicable for a high dynamic vehicle like a dual control missile approaching a maneuvering target. If the guidance and autopilot are combined into a single loop, the guidance law will have information of the missile states and could calculate the most optimal approach to the target considering the actual capabilities and attitude of the missile. A third contribution of this Thesis is the resolution of the mentioned second design, the non-linear integrated guidance and autopilot (IGA) problem for the dual control missile. Previous approaches in the literature have posed the problem in body axes, resulting in high unstable behavior due to the low damping of the missile, and have also caused the missile to slide around the target and not actually hitting it. The IGA system is posed here in inertial axes and quaternion dynamics, eliminating these inconveniences. It is not restricted to the missile short term dynamic, and we have explicitly included the missile speed as a state variable. The IGA formulation is also independent of the target maneuver model that is explicitly included in the Two-loop optimal guidance law model. A typical problem of the integrated systems with a proportional control law is the problem of scales. The guidance errors are larger than missile state errors during most of the flight and result in high gains, control saturation and loss of control. It has been addressed here with an integrated feedforward controller that defines a local equilibrium state at each flight point and the controller acts as a regulator to minimize the IGA states excursions versus the defined feedforward state. The performance criteria for the IGA are the same as in the Two-Loop case. However the resulting optimization problem is mathematically very complex. The optimal problem in a finite-time horizon results in an irresoluble state dependent differential Riccati equation with terminal conditions. With a change of variable and the introduction of a transition matrix, the equation is transformed into a time differential Lyapunov equation that can be solved with known numerical methods in real time. This solution results range limited, and applicable when the missile is in a close neighborhood of the target. For larger ranges, an approximate solution is used, obtained from solution of an algebraic matrix Riccati equation at each integration step. The results obtained show, by mean of several comparative numerical tests in diverse homing scenarios, than the integrated approach is a better solution that the Two- Loop scheme. Trajectories obtained are very different in the two cases. The IGA fully preserves the guidance command and it is able to maximize the utilization of the missile propulsion system, achieving interception with lower miss distances and in lower flight times. The IGA can achieve interception against off-boresight targets where the Two- Loop was not able to success. As an additional advantage, the IGA also requires one order of magnitude less calculations than the Two-Loop solution. The effects of radar noises, discrete radar data and radome errors are investigated. IGA solution is robust, and less affected by radar than the Two-Loop, especially because the target maneuvers are not part of the IGA core optimization loop. Estimation of target acceleration is always imprecise and noisy and degrade the performance of the two-Loop solution. The IGA trajectories are such that minimize the impact of radome errors in the guidance loop. Finally, as a fourth contribution, it is demonstrated that the missile with IGA guidance is capable of performing a defense against attacks from its rear hemisphere, as a tail attack, only with aerodynamic control. The studied trajectories have a preprogrammed high rate turn maneuver, maintaining the missile within its controllable envelope. This solution does not recur to more complex features in service today, like vector control of the missile thrust or side thrusters. In all the mathematical treatments and demonstrations, the Kronecker product has been introduced as a practical tool to handle the state dependent parametrizations that have resulted in very high order matrix equations.

Age regression from soft aligned face images using low computational resources

The initial step in most facial age estimation systems consists of accurately aligning a model to the output of a face detector (e.g. an Active Appearance Model). This fitting process is very expensive in terms of computational resources and prone to get stuck in local minima. This makes it impractical for analysing faces in resource limited computing devices. In this paper we build a face age regressor that is able to work directly on faces cropped using a state-of-the-art face detector. Our procedure uses K nearest neighbours (K-NN) regression with a metric based on a properly tuned Fisher Linear Discriminant Analysis (LDA) projection matrix. On FG-NET we achieve a state-of-the-art Mean Absolute Error (MAE) of 5.72 years with manually aligned faces. Using face images cropped by a face detector we get a MAE of 6.87 years in the same database. Moreover, most of the algorithms presented in the literature have been evaluated on single database experiments and therefore, they report optimistically biased results. In our cross-database experiments we get a MAE of roughly 12 years, which would be the expected performance in a real world application.

Mecanismos implicados en las etapas iniciales de infección en la cancrosis de los cítricos provocada por Xanthomonas citri subsp. citri

La cancrosis o chancro bacteriano de los cítricos (CBC) causada por Xanthomonas citri subsp. citri (Xcc) y X. fuscans subsp. aurantifolii, afecta a un gran número de especies dentro de la familia de las rutáceas, especialmente cítricos. Esta enfermedad produce graves pérdidas económicas allí donde está presente, principalmente porque la comercialización de cítricos desde las zonas afectadas hacía zonas libres de cancrosis, está sujeta a fuertes medidas cuarentenarias. La cancrosis se encuentra distribuida a nivel mundial pero no se ha localizado ni en la Unión Europea ni en ningún área del Mediterráneo. Se han descrito tres tipos de cancrosis en función de la gama de huésped y de las características fenotípicas y genotípicas de las bacterias que las producen. La más extendida es la cancrosis tipo A producida por Xcc, dentro de la cual se distinguen los subtipos Aw y A*, originarios de Florida y Sudeste Asiático, respectivamente, que de forma natural solo son capaces de producir enfermedad en lima mejicana. En este trabajo se presentan estudios sobre mecanismos implicados en las primeras etapas de la infección, como la quimiotaxis y formación de biopelículas, en la cancrosis de los cítricos. La quimiotaxis es el proceso por el cual las bacterias se dirigen hacia zonas favorables para su supervivencia y desarrollo. Los perfiles quimiotácticos obtenidos frente a distintas fuentes de carbono, así como los estudios en relación al contenido de proteínas aceptoras de grupos metilo (MCPs), permitieron agrupar a las cepas de Xanthomonas estudiadas en este trabajo, de acuerdo a la enfermedad producida y a su gama de huésped. Todas las cepas mostraron quimiotaxis positiva frente a extractos de hoja y apoplasto de diferentes especies, sin embargo, Xcc 306, X. alfalfae subsp. citrumelonis (Xac) y X. campestris pv. campestris (Xc) manifestaron respuestas más específicas frente a extractos de apoplasto de hojas de naranjo dulce, lima y col china, respectivamente. Dicho resultado nos permite asociar el mecanismo de quimiotaxis con la capacidad de las cepas de Xanthomonas para colonizar estos huéspedes de forma específica. Las cepas estudiadas fueron capaces de realizar movimiento tipo swimming, twitching y sliding en distintos medios, siendo el movimiento swimming el único en el que se encontraron diferencias entre las cepas de Xcc con distinta gama de huésped. En este trabajo se ha estudiado además la formación de biopelículas en superficies bióticas y abióticas, un mecanismo importante tanto para la supervivencia en superficie vegetal como para el desarrollo de la infección. Las cepas de Xanthomonas estudiadas fueron capaces de formar biopelículas in vitro, siendo mayor en un medio que simula el apoplasto y que contiene una baja concentración de nutrientes en comparación con medios que contenían alta concentración de nutrientes. La formación de biopelículas en superficie vegetal se encontró relacionada, en las cepas patógenas de cítricos, con la capacidad para infectar un tejido o huésped determinado. Se han caracterizado algunos de los componentes de la matriz extracelular producida por Xcc, que compone hasta un 90% de las bipoelículas. Entre ellos destaca el ADN extracelular, que tiene un papel como adhesina en las primeras etapas de formación de biopelículas y estructural en biopelículas maduras. Además, se han identificado el pilus tipo IV como componente importante en las biopelículas, que también participa en motilidad. Finalmente, se han realizado estudios sobre la expresión de genes implicados en motilidad bacteriana y formación de biopelículas que han confirmado las diferencias existentes entre cepas de Xcc de amplia y limitada gama de huésped, así como el papel que juegan elementos como el pilus tipo IV o el flagelo en estos procesos. ABSTRACT Xanthomonas citri subsp. citri (Xcc) and X. fuscans subsp. aurantifolii are the causal agents of Citrus Bacterial Canker (CBC) which is one of the most important citrus diseases. CBC affects all Citrus species as well as other species from Rutaceae family. CBC produces strong economic losses; furthermore the commercialization of plants and fruits is restricted from infested to citrus canker free areas. The disease is worldwide distributed in tropical and subtropical areas, however it is not present in the European Union. Three types of CBC have been described according to the host range and phenotypic and genotypic characteristics. CBC type A caused by Xcc is he widest distributed. Within CBC A type two subtypes Aw and A* were described from Florida and Iran respectively, both infecting only Mexican lime. Herein mechanisms connected to early events in the citrus bacterial canker disease such as chemotaxis and biofilm formation, were studied. Chemotaxis allows bacteria to move towards the more suitable environments for its survival, host colonization and infection. Studies performed on citrus pathogenic Xanthomonas and X. campestris pv. campestris (Xc), a crucifer pathogen, have shown different chemotactic profiles towards carbon compound as well as different MCPs profile, which clustered strains according to host range and disease caused. Every strain showed positive chemotaxis toward leaf extracts and apoplastic fluids from sweet orange, Mexican lime and Chinese cabbage leaves. However, a more specific response was found for strains Xcc 306, X. alfalfae subsp. citrumelonis and Xc towards sweet orange, Mexican lime and Chinese cabbage apoplastic fluids, respectively. These results relate chemotaxis with the higher ability of those strains to specifically colonize their proper host. Xanthomonas strains studied were able to perform swimming, sliding and twitching motilities. The ability to swim was variable among CBC strains and seemed related to host range. Biofilm formation is an important virulence factor for Xcc because it allows a better survival onto the plant surface as well as facilitates the infection process. The studied Xanthomonas strains were able to form biofilm in vitro, on both nutrient rich and apoplast mimicking media, furthermore the biofilm formation by all the strains was higher in the apoplast mimicking media. The ability to form biofilm in planta by Xcc and Xac strains was dependent of the host and the tissue colonized. The wide host range CBC strain was able to form biofilm onto several citrus leaves and fruits, however the limited host range CBC strain produced biofilm solely onto Mexican lime leaves and fruits. Furthermore Xac strain, which solely infects leaves of young plants, was not able to develop biofilms on fruits. Some components of the extracellular matrix produced by Xcc strains have been characterized. Extracellular DNA acted as an adhesin at the very early stages of biofilm formation and as structural component of mature biofilm for citrus pathogenic Xanthomonas. Furthermore type IV pilus has been identified as a component of the extracellular matrix in biofilm and motility. Transcriptional studies of genes related with biofilm formation and motility have confirmed the differential behavior found among wide and limited host range CBC strains as well as the role of type IV pili and flagellum on those processes.

Método experimental para la caracterización de las diferentes tecnologías de integración arquitectónica de la energía fotovoltaica en condiciones de funcionamiento real = Experimental method for characterization of several building integrated photovoltaic technologies under real working conditions

Hoy en día, el proceso de un proyecto sostenible persigue realizar edificios de elevadas prestaciones que son, energéticamente eficientes, saludables y económicamente viables utilizando sabiamente recursos renovables para minimizar el impacto sobre el medio ambiente reduciendo, en lo posible, la demanda de energía, lo que se ha convertido, en la última década, en una prioridad. La Directiva 2002/91/CE "Eficiencia Energética de los Edificios" (y actualizaciones posteriores) ha establecido el marco regulatorio general para el cálculo de los requerimientos energéticos mínimos. Desde esa fecha, el objetivo de cumplir con las nuevas directivas y protocolos ha conducido las políticas energéticas de los distintos países en la misma dirección, centrándose en la necesidad de aumentar la eficiencia energética en los edificios, la adopción de medidas para reducir el consumo, y el fomento de la generación de energía a través de fuentes renovables. Los edificios de energía nula o casi nula (ZEB, Zero Energy Buildings ó NZEB, Net Zero Energy Buildings) deberán convertirse en un estándar de la construcción en Europa y con el fin de equilibrar el consumo de energía, además de reducirlo al mínimo, los edificios necesariamente deberán ser autoproductores de energía. Por esta razón, la envolvente del edifico y en particular las fachadas son importantes para el logro de estos objetivos y la tecnología fotovoltaica puede tener un papel preponderante en este reto. Para promover el uso de la tecnología fotovoltaica, diferentes programas de investigación internacionales fomentan y apoyan soluciones para favorecer la integración completa de éstos sistemas como elementos arquitectónicos y constructivos, los sistemas BIPV (Building Integrated Photovoltaic), sobre todo considerando el próximo futuro hacia edificios NZEB. Se ha constatado en este estudio que todavía hay una falta de información útil disponible sobre los sistemas BIPV, a pesar de que el mercado ofrece una interesante gama de soluciones, en algunos aspectos comparables a los sistemas tradicionales de construcción. Pero por el momento, la falta estandarización y de una regulación armonizada, además de la falta de información en las hojas de datos técnicos (todavía no comparables con las mismas que están disponibles para los materiales de construcción), hacen difícil evaluar adecuadamente la conveniencia y factibilidad de utilizar los componentes BIPV como parte integrante de la envolvente del edificio. Organizaciones internacionales están trabajando para establecer las normas adecuadas y procedimientos de prueba y ensayo para comprobar la seguridad, viabilidad y fiabilidad estos sistemas. Sin embargo, hoy en día, no hay reglas específicas para la evaluación y caracterización completa de un componente fotovoltaico de integración arquitectónica de acuerdo con el Reglamento Europeo de Productos de la Construcción, CPR 305/2011. Los productos BIPV, como elementos de construcción, deben cumplir con diferentes aspectos prácticos como resistencia mecánica y la estabilidad; integridad estructural; seguridad de utilización; protección contra el clima (lluvia, nieve, viento, granizo), el fuego y el ruido, aspectos que se han convertido en requisitos esenciales, en la perspectiva de obtener productos ambientalmente sostenibles, saludables, eficientes energéticamente y económicamente asequibles. Por lo tanto, el módulo / sistema BIPV se convierte en una parte multifuncional del edificio no sólo para ser física y técnicamente "integrado", además de ser una oportunidad innovadora del diseño. Las normas IEC, de uso común en Europa para certificar módulos fotovoltaicos -IEC 61215 e IEC 61646 cualificación de diseño y homologación del tipo para módulos fotovoltaicos de uso terrestre, respectivamente para módulos fotovoltaicos de silicio cristalino y de lámina delgada- atestan únicamente la potencia del módulo fotovoltaico y dan fe de su fiabilidad por un período de tiempo definido, certificando una disminución de potencia dentro de unos límites. Existe también un estándar, en parte en desarrollo, el IEC 61853 (“Ensayos de rendimiento de módulos fotovoltaicos y evaluación energética") cuyo objetivo es la búsqueda de procedimientos y metodologías de prueba apropiados para calcular el rendimiento energético de los módulos fotovoltaicos en diferentes condiciones climáticas. Sin embargo, no existen ensayos normalizados en las condiciones específicas de la instalación (p. ej. sistemas BIPV de fachada). Eso significa que es imposible conocer las efectivas prestaciones de estos sistemas y las condiciones ambientales que se generan en el interior del edificio. La potencia nominal de pico Wp, de un módulo fotovoltaico identifica la máxima potencia eléctrica que éste puede generar bajo condiciones estándares de medida (STC: irradición 1000 W/m2, 25 °C de temperatura del módulo y distribución espectral, AM 1,5) caracterizando eléctricamente el módulo PV en condiciones específicas con el fin de poder comparar los diferentes módulos y tecnologías. El vatio pico (Wp por su abreviatura en inglés) es la medida de la potencia nominal del módulo PV y no es suficiente para evaluar el comportamiento y producción del panel en términos de vatios hora en las diferentes condiciones de operación, y tampoco permite predecir con convicción la eficiencia y el comportamiento energético de un determinado módulo en condiciones ambientales y de instalación reales. Un adecuado elemento de integración arquitectónica de fachada, por ejemplo, debería tener en cuenta propiedades térmicas y de aislamiento, factores como la transparencia para permitir ganancias solares o un buen control solar si es necesario, aspectos vinculados y dependientes en gran medida de las condiciones climáticas y del nivel de confort requerido en el edificio, lo que implica una necesidad de adaptación a cada contexto específico para obtener el mejor resultado. Sin embargo, la influencia en condiciones reales de operación de las diferentes soluciones fotovoltaicas de integración, en el consumo de energía del edificio no es fácil de evaluar. Los aspectos térmicos del interior del ambiente o de iluminación, al utilizar módulos BIPV semitransparentes por ejemplo, son aún desconocidos. Como se dijo antes, la utilización de componentes de integración arquitectónica fotovoltaicos y el uso de energía renovable ya es un hecho para producir energía limpia, pero también sería importante conocer su posible contribución para mejorar el confort y la salud de los ocupantes del edificio. Aspectos como el confort, la protección o transmisión de luz natural, el aislamiento térmico, el consumo energético o la generación de energía son aspectos que suelen considerarse independientemente, mientras que todos juntos contribuyen, sin embargo, al balance energético global del edificio. Además, la necesidad de dar prioridad a una orientación determinada del edificio, para alcanzar el mayor beneficio de la producción de energía eléctrica o térmica, en el caso de sistemas activos y pasivos, respectivamente, podría hacer estos últimos incompatibles, pero no necesariamente. Se necesita un enfoque holístico que permita arquitectos e ingenieros implementar sistemas tecnológicos que trabajen en sinergia. Se ha planteado por ello un nuevo concepto: "C-BIPV, elemento fotovoltaico consciente integrado", esto significa necesariamente conocer los efectos positivos o negativos (en términos de confort y de energía) en condiciones reales de funcionamiento e instalación. Propósito de la tesis, método y resultados Los sistemas fotovoltaicos integrados en fachada son a menudo soluciones de vidrio fácilmente integrables, ya que por lo general están hechos a medida. Estos componentes BIPV semitransparentes, integrados en el cerramiento proporcionan iluminación natural y también sombra, lo que evita el sobrecalentamiento en los momentos de excesivo calor, aunque como componente estático, asimismo evitan las posibles contribuciones pasivas de ganancias solares en los meses fríos. Además, la temperatura del módulo varía considerablemente en ciertas circunstancias influenciada por la tecnología fotovoltaica instalada, la radiación solar, el sistema de montaje, la tipología de instalación, falta de ventilación, etc. Este factor, puede suponer un aumento adicional de la carga térmica en el edificio, altamente variable y difícil de cuantificar. Se necesitan, en relación con esto, más conocimientos sobre el confort ambiental interior en los edificios que utilizan tecnologías fotovoltaicas integradas, para abrir de ese modo, una nueva perspectiva de la investigación. Con este fin, se ha diseñado, proyectado y construido una instalación de pruebas al aire libre, el BIPV Env-lab "BIPV Test Laboratory", para la caracterización integral de los diferentes módulos semitransparentes BIPV. Se han definido también el método y el protocolo de ensayos de caracterización en el contexto de un edificio y en condiciones climáticas y de funcionamiento reales. Esto ha sido posible una vez evaluado el estado de la técnica y la investigación, los aspectos que influyen en la integración arquitectónica y los diferentes tipos de integración, después de haber examinado los métodos de ensayo para los componentes de construcción y fotovoltaicos, en condiciones de operación utilizadas hasta ahora. El laboratorio de pruebas experimentales, que consiste en dos habitaciones idénticas a escala real, 1:1, ha sido equipado con sensores y todos los sistemas de monitorización gracias a los cuales es posible obtener datos fiables para evaluar las prestaciones térmicas, de iluminación y el rendimiento eléctrico de los módulos fotovoltaicos. Este laboratorio permite el estudio de tres diferentes aspectos que influencian el confort y consumo de energía del edificio: el confort térmico, lumínico, y el rendimiento energético global (demanda/producción de energía) de los módulos BIPV. Conociendo el balance de energía para cada tecnología solar fotovoltaica experimentada, es posible determinar cuál funciona mejor en cada caso específico. Se ha propuesto una metodología teórica para la evaluación de estos parámetros, definidos en esta tesis como índices o indicadores que consideran cuestiones relacionados con el bienestar, la energía y el rendimiento energético global de los componentes BIPV. Esta metodología considera y tiene en cuenta las normas reglamentarias y estándares existentes para cada aspecto, relacionándolos entre sí. Diferentes módulos BIPV de doble vidrio aislante, semitransparentes, representativos de diferentes tecnologías fotovoltaicas (tecnología de silicio monocristalino, m-Si; de capa fina en silicio amorfo unión simple, a-Si y de capa fina en diseleniuro de cobre e indio, CIS) fueron seleccionados para llevar a cabo una serie de pruebas experimentales al objeto de demostrar la validez del método de caracterización propuesto. Como resultado final, se ha desarrollado y generado el Diagrama Caracterización Integral DCI, un sistema gráfico y visual para representar los resultados y gestionar la información, una herramienta operativa útil para la toma de decisiones con respecto a las instalaciones fotovoltaicas. Este diagrama muestra todos los conceptos y parámetros estudiados en relación con los demás y ofrece visualmente toda la información cualitativa y cuantitativa sobre la eficiencia energética de los componentes BIPV, por caracterizarlos de manera integral. ABSTRACT A sustainable design process today is intended to produce high-performance buildings that are energy-efficient, healthy and economically feasible, by wisely using renewable resources to minimize the impact on the environment and to reduce, as much as possible, the energy demand. In the last decade, the reduction of energy needs in buildings has become a top priority. The Directive 2002/91/EC “Energy Performance of Buildings” (and its subsequent updates) established a general regulatory framework’s methodology for calculation of minimum energy requirements. Since then, the aim of fulfilling new directives and protocols has led the energy policies in several countries in a similar direction that is, focusing on the need of increasing energy efficiency in buildings, taking measures to reduce energy consumption, and fostering the use of renewable sources. Zero Energy Buildings or Net Zero Energy Buildings will become a standard in the European building industry and in order to balance energy consumption, buildings, in addition to reduce the end-use consumption should necessarily become selfenergy producers. For this reason, the façade system plays an important role for achieving these energy and environmental goals and Photovoltaic can play a leading role in this challenge. To promote the use of photovoltaic technology in buildings, international research programs encourage and support solutions, which favors the complete integration of photovoltaic devices as an architectural element, the so-called BIPV (Building Integrated Photovoltaic), furthermore facing to next future towards net-zero energy buildings. Therefore, the BIPV module/system becomes a multifunctional building layer, not only physically and functionally “integrated” in the building, but also used as an innovative chance for the building envelope design. It has been found in this study that there is still a lack of useful information about BIPV for architects and designers even though the market is providing more and more interesting solutions, sometimes comparable to the existing traditional building systems. However at the moment, the lack of an harmonized regulation and standardization besides to the non-accuracy in the technical BIPV datasheets (not yet comparable with the same ones available for building materials), makes difficult for a designer to properly evaluate the fesibility of this BIPV components when used as a technological system of the building skin. International organizations are working to establish the most suitable standards and test procedures to check the safety, feasibility and reliability of BIPV systems. Anyway, nowadays, there are no specific rules for a complete characterization and evaluation of a BIPV component according to the European Construction Product Regulation, CPR 305/2011. BIPV products, as building components, must comply with different practical aspects such as mechanical resistance and stability; structural integrity; safety in use; protection against weather (rain, snow, wind, hail); fire and noise: aspects that have become essential requirements in the perspective of more and more environmentally sustainable, healthy, energy efficient and economically affordable products. IEC standards, commonly used in Europe to certify PV modules (IEC 61215 and IEC 61646 respectively crystalline and thin-film ‘Terrestrial PV Modules-Design Qualification and Type Approval’), attest the feasibility and reliability of PV modules for a defined period of time with a limited power decrease. There is also a standard (IEC 61853, ‘Performance Testing and Energy Rating of Terrestrial PV Modules’) still under preparation, whose aim is finding appropriate test procedures and methodologies to calculate the energy yield of PV modules under different climate conditions. Furthermore, the lack of tests in specific conditions of installation (e.g. façade BIPV devices) means that it is difficult knowing the exact effective performance of these systems and the environmental conditions in which the building will operate. The nominal PV power at Standard Test Conditions, STC (1.000 W/m2, 25 °C temperature and AM 1.5) is usually measured in indoor laboratories, and it characterizes the PV module at specific conditions in order to be able to compare different modules and technologies on a first step. The “Watt-peak” is not enough to evaluate the panel performance in terms of Watt-hours of various modules under different operating conditions, and it gives no assurance of being able to predict the energy performance of a certain module at given environmental conditions. A proper BIPV element for façade should take into account thermal and insulation properties, factors as transparency to allow solar gains if possible or a good solar control if necessary, aspects that are linked and high dependent on climate conditions and on the level of comfort to be reached. However, the influence of different façade integrated photovoltaic solutions on the building energy consumption is not easy to assess under real operating conditions. Thermal aspects, indoor temperatures or luminance level that can be expected using building integrated PV (BIPV) modules are not well known. As said before, integrated photovoltaic BIPV components and the use of renewable energy is already a standard for green energy production, but would also be important to know the possible contribution to improve the comfort and health of building occupants. Comfort, light transmission or protection, thermal insulation or thermal/electricity power production are aspects that are usually considered alone, while all together contribute to the building global energy balance. Besides, the need to prioritize a particular building envelope orientation to harvest the most benefit from the electrical or thermal energy production, in the case of active and passive systems respectively might be not compatible, but also not necessary. A holistic approach is needed to enable architects and engineers implementing technological systems working in synergy. A new concept have been suggested: “C-BIPV, conscious integrated BIPV”. BIPV systems have to be “consciously integrated” which means that it is essential to know the positive and negative effects in terms of comfort and energy under real operating conditions. Purpose of the work, method and results The façade-integrated photovoltaic systems are often glass solutions easily integrable, as they usually are custommade. These BIPV semi-transparent components integrated as a window element provides natural lighting and shade that prevents overheating at times of excessive heat, but as static component, likewise avoid the possible solar gains contributions in the cold months. In addition, the temperature of the module varies considerably in certain circumstances influenced by the PV technology installed, solar radiation, mounting system, lack of ventilation, etc. This factor may result in additional heat input in the building highly variable and difficult to quantify. In addition, further insights into the indoor environmental comfort in buildings using integrated photovoltaic technologies are needed to open up thereby, a new research perspective. This research aims to study their behaviour through a series of experiments in order to define the real influence on comfort aspects and on global energy building consumption, as well as, electrical and thermal characteristics of these devices. The final objective was to analyze a whole set of issues that influence the global energy consumption/production in a building using BIPV modules by quantifying the global energy balance and the BIPV system real performances. Other qualitative issues to be studied were comfort aspect (thermal and lighting aspects) and the electrical behaviour of different BIPV technologies for vertical integration, aspects that influence both energy consumption and electricity production. Thus, it will be possible to obtain a comprehensive global characterization of BIPV systems. A specific design of an outdoor test facility, the BIPV Env-lab “BIPV Test Laboratory”, for the integral characterization of different BIPV semi-transparent modules was developed and built. The method and test protocol for the BIPV characterization was also defined in a real building context and weather conditions. This has been possible once assessed the state of the art and research, the aspects that influence the architectural integration and the different possibilities and types of integration for PV and after having examined the test methods for building and photovoltaic components, under operation conditions heretofore used. The test laboratory that consists in two equivalent test rooms (1:1) has a monitoring system in which reliable data of thermal, daylighting and electrical performances can be obtained for the evaluation of PV modules. The experimental set-up facility (testing room) allows studying three different aspects that affect building energy consumption and comfort issues: the thermal indoor comfort, the lighting comfort and the energy performance of BIPV modules tested under real environmental conditions. Knowing the energy balance for each experimented solar technology, it is possible to determine which one performs best. A theoretical methodology has been proposed for evaluating these parameters, as defined in this thesis as indices or indicators, which regard comfort issues, energy and the overall performance of BIPV components. This methodology considers the existing regulatory standards for each aspect, relating them to one another. A set of insulated glass BIPV modules see-through and light-through, representative of different PV technologies (mono-crystalline silicon technology, mc-Si, amorphous silicon thin film single junction, a-Si and copper indium selenide thin film technology CIS) were selected for a series of experimental tests in order to demonstrate the validity of the proposed characterization method. As result, it has been developed and generated the ICD Integral Characterization Diagram, a graphic and visual system to represent the results and manage information, a useful operational tool for decision-making regarding to photovoltaic installations. This diagram shows all concepts and parameters studied in relation to each other and visually provides access to all the results obtained during the experimental phase to make available all the qualitative and quantitative information on the energy performance of the BIPV components by characterizing them in a comprehensive way.

Analysis of microbial populations in Rusitec fermenters fed diets of variable composition

Fermenters are widely used to study ruminal fermentation, but information on microbial populations developing in fermenters over the incubation period is limited. Four Rusitec fermenters were fed 2 diets representative of those administered to dairy sheep(DAI; 50:50 alfalfa hay:concentrate) and fattening lambs (FAT; 15:85 barley straw:concentrate) in a crossover design with 2 14-d incubation periods to assess the evolution of the microbial populations. There were 4 fermenters per diet.

Administration of helper-dependent adenoviral vectors and sequential delivery of different vector serotype for long-term liver-directed gene transfer in baboons

The efficiency of first-generation adenoviral vectors as gene delivery tools is often limited by the short duration of transgene expression, which can be related to immune responses and to toxic effects of viral proteins. In addition, readministration is usually ineffective unless the animals are immunocompromised or a different adenovirus serotype is used. Recently, adenoviral vectors devoid of all viral coding sequences (helper-dependent or gutless vectors) have been developed to avoid expression of viral proteins. In mice, liver-directed gene transfer with AdSTK109, a helper-dependent adenoviral (Ad) vector containing the human α1-antitrypsin (hAAT) gene, resulted in sustained expression for longer than 10 months with negligible toxicity to the liver. In the present report, we have examined the duration of expression of AdSTK109 in the liver of baboons and compared it to first-generation vectors expressing hAAT. Transgene expression was limited to approximately 3–5 months with the first-generation vectors. In contrast, administration of AdSTK109 resulted in transgene expression for longer than a year in two of three baboons. We have also investigated the feasibility of circumventing the humoral response to the virus by sequential administration of vectors of different serotypes. We found that the ineffectiveness of readministration due to the humoral response to an Ad5 first-generation vector was overcome by use of an Ad2-based vector expressing hAAT. These data suggest that long-term expression of transgenes should be possible by combining the reduced immunogenicity and toxicity of helper-dependent vectors with sequential delivery of vectors of different serotypes.

Activity-dependent regulation of synaptic clustering in a hippocampal culture system

Currently, there is a limited understanding of the factors that influence the localization and density of individual synapses in the central nervous system. Here we have studied the effects of activity on synapse formation between hippocampal dentate granule cells and CA3 pyramidal neurons in culture, taking advantage of FM1–43 as a fluorescent marker of synaptic boutons. We observed an early tendency for synapses to group together, quickly followed by the appearance of synaptic clusters on dendritic processes. These events were strongly influenced by N-methyl-d-aspartic acid receptor- and cyclic AMP-dependent signaling. The microstructure and localization of the synaptic clusters resembled that found in hippocampus, at mossy fiber synapses of stratum lucidum. Activity-dependent clustering of synapses represents a means for synaptic targeting that might contribute to synaptic organization in the brain.

Control of time-dependent biological processes by temporally patterned input

Temporal patterning of biological variables, in the form of oscillations and rhythms on many time scales, is ubiquitous. Altering the temporal pattern of an input variable greatly affects the output of many biological processes. We develop here a conceptual framework for a quantitative understanding of such pattern dependence, focusing particularly on nonlinear, saturable, time-dependent processes that abound in biophysics, biochemistry, and physiology. We show theoretically that pattern dependence is governed by the nonlinearity of the input–output transformation as well as its time constant. As a result, only patterns on certain time scales permit the expression of pattern dependence, and processes with different time constants can respond preferentially to different patterns. This has implications for temporal coding and decoding, and allows differential control of processes through pattern. We show how pattern dependence can be quantitatively predicted using only information from steady, unpatterned input. To apply our ideas, we analyze, in an experimental example, how muscle contraction depends on the pattern of motorneuron firing.

Sequence dependent hypermutation of the immunoglobulin heavy chain in cultured B cells

The variable (V) regions of immunoglobulin heavy and light chains undergo high rates of somatic mutation during the immune response. Although point mutations accumulate throughout the V regions and their immediate flanking sequences, analysis of large numbers of mutations that have arisen in vivo reveal that the triplet AGC appears to be most susceptible to mutation. We have stably transfected B cell lines with γ2a heavy chain constructs containing TAG nonsense codons in their V regions that are part of either a putative (T)AGC hot spot or a (T)AGA non-hot spot motif. Using an ELISA spot assay to detect revertants and fluctuation analysis to determine rates of mutation, the rate of reversion of the TAG nonsense codon has been determined for different motifs in different parts of the V region. In the NSO plasma cell line, the (T)AGC hot spot motif mutates at rates of ≈6 × 10−4/bp per generation and ≈3 × 10−5/bp per generation at residues 38 and 94 in the V region. At each of these locations, the (T)AGC hot spot motif is 20–30 times more likely to undergo mutation than the (T)AGA non-hot spot motif. Moreover, the AGA non-hot spot motif mutates at as high a rate as the hot spot motif when it is located adjacent to hot spot motifs, suggesting that more extended sequences influence susceptibility to mutation.

A serotonin transporter gene intron 2 polymorphic region, correlated with affective disorders, has allele-dependent differential enhancer-like properties in the mouse embryo

Polymorphic regions consisting of a variable number of tandem repeats within intron 2 of the gene coding for the serotonin transporter protein 5-HTT have been associated with susceptibility to affective disorders. We have cloned two of these intronic polymorphisms, Stin2.10 and Stin2.12, into an expression vector containing a heterologous minimal promoter and the bacterial LacZ reporter gene. These constructs were then used to produce transgenic mice. In embryonic day 10.5 embryos, both Stin2.10 and Stin2.12 produced consistent β-galactosidase expression in the embryonic midbrain, hindbrain, and spinal cord floor plate. However, we observed that the levels of β-galactosidase expression produced by both the Stin2.10 and Stin2.12 within the rostral hindbrain differed significantly at embryonic day 10.5. Our data suggest that these polymorphic variable number of tandem repeats regions act as transcriptional regulators and have allele-dependent differential enhancer-like properties within an area of the hindbrain where the 5-HTT gene is known to be transcribed at this stage of development.

Cytokine-mediated enhancement of epidermal growth factor receptor expression provides an immunological approach to the therapy of pancreatic cancer

The increased expression of epidermal growth factor receptor induced by tumor necrosis factor α renders pancreatic cancer cells more susceptible to antibody-dependent cellular cytotoxicity by a mAb specific for this receptor. Laboratory studies with athymic mice bearing xenografts of human pancreatic cancer cells demonstrated a cytokine-induced ability of the mAb to cause significant tumor regression. In a phase I/II clinical trial, 26 patients with unresectable pancreatic cancer were enrolled into three cohorts receiving variable amounts of the antibody together with a constant amount of tumor necrosis factor α. With increasing doses of antibody, the growth of the primary tumor was significantly inhibited. This was reflected by a longer median survival, with one complete remission lasting for 3 years obtained with the highest dose of antibody employed. Thus, a combination of the cytokine, tumor necrosis factor α, with a mAb to the epidermal growth factor receptor offers a potentially useful approach for the treatment of pancreatic cancer.