Hygiène des mains et utilisation de protection respiratoire : attention aux risques de contamination microbiologique imprévue!

Une mauvaise hygiène des mains peut représenter une perte économique importante pour les industries alimentaires ou les industries pharmaceutiques et constitue un gros problème de santé publique dans les établissements de soins. En effet, le risque de transmission manuportée de pathogènes d'un patient à l'autre via le personnel soignant est un problème récurrent dans tous les hôpitaux. C'est pourquoi, une hygiène irréprochable des mains du personnel soignant est une composante fondamentale de lutte contre les infections nosocomiales. En comparaison avec les autres techniques de séchage des mains, l'utilisation d'une serviette en papier à usage unique semble être la méthode la plus efficace pour éliminer les bactéries. En effet, les autres méthodes de séchage, utilisant des appareils à air chaud ou froid, peuvent générer un air contaminé ou remettre en suspension les germes restés sur la peau, facilitant ainsi leur dispersion et leur inhalation. C'est pourquoi, l'OMS a émis des recommandations déconseillant les sèche-mains électriques en milieu hospitalier au profit des serviettes en papiers. Cependant, ces serviettes à usage unique ne sont pas stériles et peuvent elles-mêmes déposer des germes, généralement non pathogènes, sur les mains lors du séchage. Le but du premier article analysé est d'évaluer le niveau de contamination de ces serviettes, ainsi que la possibilité de dépôt de ces bactéries présentes sur les serviettes, sur les mains. À côté du risque de propagation de pathogènes par contact direct, la contamination microbiologique par voie aérienne via les aérosols existe aussi. Pour éviter d'être contaminé par des personnes excrétrices de micro-organismes transmissibles par aérosols (tuberculose, grippe, grippe aviaire SRAS...), il faut porter des protections respiratoires de type FFP2 (1) (norme européenne équivalente à la norme anglosaxonne N95). Ces protections respiratoires ou masques filtrants (en formes de bec de canard) peuvent être portées théoriquement pendant 4 heures. Le but de l'étude du second article est d'évaluer le risque de remise en suspension dans l'air de particules virales présentes sur la face extérieure d'un masque de protection respiratoire lors de simulation d'épisodes de toux provenant du porteur de cette protection.

Deltasiipi ja etusiivet -yhdistelmän hyödyt

Deltasiipi ja etusiivet -yhdistelmä esiintyy useassa modernissa hävittäjässä: Eurofighter Typhoon, Saab JAS39 Gripen ja Dassault Rafale. Tässä kandidaatintutkielmassa selvitetään, mitä hyötyä kyseisestä yhdistelmästä on hävittäjälentokoneessa. Positiivisia vaikutuksia suorituskykyyn tarkastellaan nostovoiman, vastuksen ja liikehtimiskyvyn näkökulmista. Liikehtimiskykyä tarkasteltaessa perehdytään vakavuuteen, ohjaukseen, sakkaukseen ja kaartokykyyn. Tutkielmassa käsitellään aerodynamiikkaa, jonka ymmärtäminen on keskeistä hävittäjän suorituskykyä arvioitaessa. Tutkielman tarkoituksena on tuottaa hyödyllis-tä tietoa deltasiipi ja etusiivet -yhdistelmän eduista. Tutkimusmenetelmänä on kirjallisuuskatsaus. Tutkielmassa todettiin, että sekä deltasiivellä että etusiivillä on useita suorituskyvyn kannalta positiivisia vaikutuksia. Deltasiipi on myös rakenteena kevyt ja kestävä, mikä paran-taa kaarto-ominaisuuksia. Lisäksi se soveltuu erityisen hyvin lähisooniselle nopeusalueelle. Etusiipi itsessään vähentää selvästi vastusta pienillä kohtauskulmilla. Deltasiiven ja etusiipien todettiin sopivan hyvin yhteen. Vaikka etusiivet eivät suoranaisesti lisää koneen nostovoimakertoimen maksimiarvoa, mahdollistavat etusiivet deltasiiven optimaalisen suunnittelun ja nostovoima-vastus-suhteen kannalta tehokkaan koneen painopisteen aseman. Lisäksi etusiivet parantavat deltasiipisen hävittäjän ohjattavuutta – myös deltasiipirakenteelle tyypillisillä suurilla kohtauskulmilla.

Une silhouette naturelle est-elle fréquemment classée dans plusieurs catégories de base?

Les silhouettes ambiguës, comme celle du lapin/canard (Jastrow, 1899), ont été étudiées selon plusieurs approches. Toutefois, les figures prises en exemples dans la large majorité des études sont généralement les mêmes. Cette redondance des images ambiguës utilisées pousse à croire qu'elles sont peut-être assez rares. Certaines observations anecdotiques suggèrent cependant qu’elles seraient au contraire relativement fréquentes. C'est ce que cherche à déterminer cette expérience. Nous avons utilisé des modèles tridimensionnels d'animaux projetés de façon aléatoire afin d'en extraire les silhouettes dont la complexité périmétrique a ensuite été modifiée par lissage. Treize sujets ont dû indiquer ce qu'ils percevaient dans l'image. Nous démontrons qu’une silhouette est classée en moyenne dans 1.9079 catégories de base. Nous avons également démontré qu’une diminution de la complexité périmétrique rend d’abord une silhouette plus ambiguë pour éventuellement atteindre un sommet (équivalent à environ six fois la complexité périmétrique d’un disque) à la suite duquel l’ambiguïté chute.

Understanding the alphaviruses: Recent research on important emerging pathogens and progress towards their control

The alphaviruses were amongst the first arboviruses to be isolated, characterized and assigned a taxonomic status. They are globally very widespread, infecting a large variety of terrestrial animals, insects and even fish, and circulate both in the sylvatic and urban/peri-urban environment, causing considerable human morbidity and mortality. Nevertheless, despite their obvious importance as pathogens, there are currently no effective antiviral drugs with which to treat humans or animals infected by any of these viruses. The EU-supported project—VIZIER (Comparative Structural Genomics of Viral Enzymes Involved in Replication, FP6 Project: 2004-511960) was instigated with an ultimate view of contributing to the development of antiviral therapies for RNA viruses, including the alphaviruses [Coutard, B., Gorbalenya, A.E., Snijder, E.J., Leontovich, A.M., Poupon, A., De Lamballerie, X., Charrel, R., Gould, E.A., Gunther, S., Norder, H., Klempa, B., Bourhy, H., Rohayemj, J., L’hermite, E., Nordlund, P., Stuart, D.I., Owens, R.J., Grimes, J.M., Tuckerm, P.A., Bolognesi, M., Mattevi, A., Coll, M., Jones, T.A., Åqvist, J., Unger, T., Hilgenfeld, R., Bricogne, G., Neyts, J., La Colla, P., Puerstinger, G., Gonzalez, J.P., Leroy, E., Cambillau, C., Romette, J.L., Canard, B., 2008. The VIZIER project: preparedness against pathogenic RNA viruses. Antiviral Res. 78, 37–46]. This review highlights some of the major features of alphaviruses that have been investigated during recent years. After describing their classification, epidemiology and evolutionary history and the expanding geographic distribution of Chikungunya virus, we review progress in understanding the structure and function of alphavirus replicative enzymes achieved under the VIZIER programme and the development of new disease control strategies.

On 3-Parameter Families of Piecewise Smooth Vector Fields in the Plane

Fundação de Amparo à Pesquisa do Estado de São Paulo (FAPESP)

Ciclos limites e a equação de van der Pol

Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior (CAPES)

Conjuntos limite e bifurfações de campos de vetores suaves por partes no plano

Fundação de Amparo à Pesquisa do Estado de São Paulo (FAPESP)

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.

Binding of RNA template to a complex of HIV-1 reverse transcriptase/primer/template

HIV-1 reverse transcriptase (RT) catalyzes the synthesis of DNA from DNA or RNA templates. During this process, it must transfer its primer from one template to another RNA or DNA template. Binary complexes made of RT and a primer/template bind an additional single-stranded RNA molecule of the same nucleotide sequence as that of the DNA or RNA template. The additional RNA strand leads to a 10-fold decrease of the off-rate constant, koff, of RT from a primer/DNA template. In a binary complex of RT and a primer/template, the primer can be cross-linked to both the p66 and p51 subunits. Depending on the location of the photoreactive group in the primer, the distribution of the cross-linked primers between subunits is dependent on the nature of the template and of the additional single-stranded molecule. Greater cross-linking of the primer to p51 occurs with DNA templates, whereas cross-linking to p66 predominates with RNA templates. Excess single-stranded DNA shifts the distribution of cross-linking from p66 to p51 with RNA templates, and excess single-stranded RNA shifts the cross-linking from p51 to p66 with DNA templates. RT thus uses two primer/template binding modes depending on the nature of the template.

Mismatch repair in Xenopus egg extracts: DNA strand breaks act as signals rather than excision points.

In Xenopus egg extracts, DNA strand breaks (nicks) located 3' or 5' to a mismatch cause an overall 3-fold stimulation of the repair of the mismatch in circular heteroduplex DNA molecules. The increase in mismatch repair is almost entirely due to an increase in repair of the nicked strand, which is stimulated 5-fold. Repair synthesis is centered to the mismatch site, decreases symmetrically on both sides, and its position is not significantly altered by the presence of the nick. Therefore, it appears that in the Xenopus germ cells, the mismatch repair system utilizes nicks as signals for the induction and direction of mismatch repair, but not as the start or end point for excision and resynthesis.

Catalytic editing properties of DNA polymerases.

Enzymatic incorporation of 2',3'-dideoxynucleotides into DNA results in chain termination. We report that 3'-esterified 2'-deoxynucleoside 5'-triphosphates (dNTPs) are false chain-terminator substrates since DNA polymerases, including human immunodeficiency virus reverse transcriptase, can incorporate them into DNA and, subsequently, use this new 3' end to insert the next correctly paired dNTP. Likewise, a DNA substrate with a primer chemically esterified at the 3' position can be extended efficiently upon incubation with dNTPs and T7 DNA polymerase lacking 3'-to-5' exonuclease activity. This enzyme is also able to use dTTP-bearing reporter groups in the 3' position conjugated through amide or thiourea bonds and cleave them to restore a DNA chain terminated by an amino group at the 3' end. Hence, a number of DNA polymerases exhibit wide catalytic versatility at the 3' end of the nascent DNA strand. As part of the polymerization mechanism, these capabilities extend the number of enzymatic activities associated with these enzymes and also the study of interactions between DNA polymerases and nucleotide analogues.

Perfumery: its manufacture and use ...

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