2018, Vol. 39
2. 先进发动机协同中心，北京 100191
2. Collaborative Innovation Center of Advanced Aero-Engine, Beijing 100191, China
随着航空发动机推重比的提高，高温、高压、高速条件下燃烧室壁面的强化冷却面临十分突出的矛盾，冷却空气太少会导致火焰筒壁面温度较高，从而降低热部件工作可靠性，冷却空气太多又会降低发动机性能，因此采用先进的冷却技术成为解决先进航空发动机高温升问题的主要途径。
发散冷却或致密多排孔气膜冷却对防护表面能够形成较为完全的气膜覆盖而成为目前关注的一种高效冷却结构，在航空发动机热端部件强化冷却中已得到广泛应用[1, 2]，国内外研究人员已对发散冷却进行了大量的基础研究，较为系统地揭示了气膜孔倾角[3~5]、孔型[6, 7]、孔排数[8, 9]以及气膜孔阵列排布[10~12]等对发散冷却特性的影响。大量的研究结果表明，采用致密的多排倾斜小孔射流可以有效地改善气膜冷却效果，并且在多排孔冷却结构的基础上，还可以改变发散孔的几何结构来提高其气膜冷却效果。
为了充分利用发散孔板内侧的阵列射流冲击强化内侧的对流冷却作用，提高发散冷却的综合冷却效果，冲击-发散冷却结构应运而生。杨谦等[13]通过实验研究对比了冲击-发散冷却结构与发散冷却的冷却效果，实验结果表明，在相同的冷却开孔面积、相同的冷热气条件下，冲击-发散冷却结构的冷却效率要比单纯发散冷却结构高30%。杨旭等[14]和刘友宏等[15]分别研究了孔径比和冲击距以及气膜孔倾角对冲击-发散冷却结构冷却性能的影响，研究发现冷却效果随着孔径比的增大而增大，随着冲击距的增大而减小，随着气膜孔倾角的增大而减小。谭晓茗等[16]实验研究了冲击-发散冷却结构的冷却特性，分析了冲击孔和气膜孔之间的排布方式对冷却效果的影响规律，给出了相对合理的排布方式。
无论是发散冷却还是冲击-发散冷却结构，均存在着前排气膜射流起始发展区域的冷却效果较差的问题，为此有学者提出了发散孔与上游狭缝射流喷注的组合冷却结构，其基本思想是通过上游狭缝喷注冷却射流的方式改善单纯发散冷却结构前面若干孔排的冷却效果。Ceccherini等[17]对真实燃烧室中狭缝气膜射流、发散气膜冷却以及掺混孔对平板气膜冷却性能的综合影响进行了研究，数值和实验结果都表明第一排发散孔射流会减弱狭缝气膜射流对壁面的保护效果，而致密多排孔冷却气流尽管会有一定的穿透深度，但在狭缝射流的影响下，仍表现出较好的冷却效果。Facchini等[18]和Andreini等[19]又对其传热系数进行了更加深入的实验和数值研究，结果表明，吹风比的增大将显著导致传热系数的增大。总的来说，该组合结构既有狭缝射流所具有的初始段高冷却效率的特征，也表现出发散冷却射流叠合后的完全气膜覆盖的特征，既克服了单纯狭缝气膜冷却下游冷却效率衰减急剧的缺陷，也改善了单纯发散冷却起始段的冷却效率，表现为一种新型高效的气膜冷却方式。
目前针对狭缝-发散孔组合冷却结构的研究还较为缺乏，尤其是狭缝喷注和发散孔阵列的流量分配或匹配。本文在一个典型的发散孔冷却结构基础上加入了前端狭缝射流喷注，对比了无狭缝射流和有狭缝射流时的综合冷却效果。
2 物理模型与计算方法 2.1 计算物理模型狭缝-发散孔组合冷却结构如图 1所示，在发散孔上游设置了狭缝射流喷注结构。发散孔展向间距p，流向间距s。坐标原点位于热侧壁面距第一排孔中心s/2且展向处于第一排两个孔中心线上，定义流向为x向，展向为y向，法向为z向。狭缝射流出口至x=0的距离ls，狭缝高度hs。在本文的数值计算中，选取一个典型的发散孔冷却结构，发散孔直径d=1.0mm，发散孔倾角为90°，展向间距比p/d和流向间距比s/d均为6，发散孔排数为30。狭缝舌片及发散孔板厚度均取为1.0mm。
|
Fig. 1 Schematic of computational model |
通过改变狭缝喷注出口高度、与发散孔阵列的相对距离，以及狭缝喷注和发散孔吹风比，研究狭缝-发散孔组合冷却结构的综合冷却效果。
考虑到发散孔板沿展向的周期性分布特征，计算时展向选取一个展向间距作为计算域，计算域包括主流通道、次流通道、狭缝进气通道以及发散孔板，如图 2所示。冷却气流一部分由次流通道进入冷侧腔，然后经由气膜孔板流入主流通道，另一部分由狭缝直接流入主流通道，与主流混合后流出主流通道。主流通道高度为70mm，次流通道高度为15mm，发散孔阵列长度为180mm，同时为了消除进、出口的影响，在开孔段的前后各设置长度为120mm的导流段。
|
Fig. 2 Schematic of computational zones |
整个计算区域均采用结构化网格进行离散，由于本文主要研究发散孔板壁面的气膜冷却效果，因此在气膜孔内以及气膜孔周围、壁面附近等流动复杂区域进行网格加密，以确保计算精度。通过改变第一层网格高度、网格法向增长因子、网格的疏密来调整网格数量进行网格独立性试验，最终确定网格总数在300万左右时，满足网格独立性验证条件。图 3所示为气膜孔内及其附近主次流通道截面网格划分示意，计算区域均采用结构化网格，气膜孔内壁面贴壁划分附面层，在对称面上，沿壁面法线方向，分别向主流侧和冷流侧，第一层网格高度为0.1mm，此后每层以1.06的比例因子逐渐增大网格尺寸划分网格。
|
Fig. 3 Schematic of grid division |
利用Fluent软件，选用Realizable k-ε湍流模型和非平衡壁面函数法进行数值模拟，压力场的求解采用SIMPLEC算法进行压力-速度耦合求解，离散方程均采用二阶迎风差分格式进行计算，解的收敛标准为各项残差均小于10-5。
边界条件设置如下：主流进口采用质量流量进口，进口流量恒定为m∞=0.04kg/s，进口温度T∞=1116K；次流进口和狭缝射流进口均采用质量流量进口，其流量分配按照各自的吹风比计算得到，进口温度均为Tc=466K；主流通道出口采用压力出口，pout=101325Pa；多孔壁采用内外对流和内部热传导热耦合计算，壁面无滑移；两侧面设置为对称性边界条件。由于主次流的马赫数都不高，故均选用不可压缩的理想气体，根据分子运动论对气体比热和导热系数进行变化，粘性系数采用萨瑟兰公式。
2.3 算例验证为验证数值计算方法，对纯发散气膜冷却结构在实验状态参数下进行了数值计算，并与笔者相关实验结果加以对比。图 4为展向平均气膜冷却效率沿程分布的计算值和实验值对比，可见，采用Realizable k-ε湍流模型得到的计算结果与实验结果吻合的最好。该湍流模型已被证明能够较好地用于气膜冷却问题的数值模拟[20, 21]，Realizable k-ε模型对流动分离以及复杂二次流的模拟最为精确，因为定义湍流粘度时Realizable k-ε模型考虑了平均旋度的影响，在单一旋转参考系中已经证实了这种额外的旋转影响，其表现要明显优于其他湍流模型。
|
Fig. 4 Comparison of computation and experimental results |
鉴于狭缝喷注-发散孔组合冷却方式的流量分配，分别对发散孔和狭缝的吹风比定义如下：
发散孔平均吹风比
| $ {M_{{\rm{eff}}}} =({m_{{\rm{eff}}}}/{A_{{\rm{eff}}}})/({m_\infty }/{A_\infty }) $ | (1) |
式中m为质量流量，A为通道横截面积，下标∞和eff分别表示主流和发散孔。
狭缝吹风比
| $ {M_{{\rm{sl}}}} =({m_{{\rm{sl}}}}/{A_{{\rm{sl}}}})/({m_\infty }/{A_\infty }{\rm{)}} $ | (2) |
式中下标sl表示狭缝。
由此可以得到狭缝与发散孔的质量流量比
| $ \frac{{{m_{{\rm{sl}}}}}}{{{m_{{\rm{eff}}}}}} =\frac{{{M_{{\rm{sl}}}} \cdot {A_{{\rm{sl}}}}}}{{{M_{{\rm{eff}}}} \cdot {A_{{\rm{eff}}}}}} $ | (3) |
综合冷却效果定义为
| $ {\eta _{{\rm{av}}}} =({T_\infty } - {T_{\rm{w}}})/({T_\infty } - {T_{\rm{c}}}) $ | (4) |
式中T∞，Tc分别表示主流和冷却气流的进口温度，Tw表示壁面实际温度。
3 计算结果与分析 3.1 纯狭缝和发散孔冷却图 5分别为狭缝气膜冷却和发散冷却方式单独作用时，在不同吹风比下的沿程展向平均气膜冷却效率分布，此处纯狭缝气膜冷却计算时的出口距离ls=0，狭缝高度hs=2mm。从图中可以看出两种冷却方式的沿程展向平均气膜冷却效率均随着吹风比的增加而增加。
|
Fig. 5 Laterally-averaged overall cooling effectiveness for pure slot or effusion cooling scheme |
对狭缝气膜冷却而言，在小吹风比下，气膜射流向下游的延伸能力弱，在狭缝吹风比Msl=0.4时，气膜射流仅作用在狭缝出口下游x/s > 5的区域，之后气膜冷却效果急剧下降。吹风比的增加使得冷却射流在热侧壁面形成的冷却气膜层长度增大且更为稳定，有效阻隔了高温气流对热侧壁面的加热，降低了热侧壁面的温度，提高了气膜冷却效果。当吹风比增大到一定程度时（Msl=1.6），随着吹风比的增加，气膜冷却效果的增幅逐渐减小，这主要是因为冷却射流已经在热侧壁面形成均匀稳定的冷却气膜层，热侧壁面温度维持在较低的水平，继续增大吹风比对气膜层的阻隔效果影响不大。
对发散冷却而言，吹风比的增大一方面强化了多孔壁内侧以及发散孔内部的对流冷却，另一方面也使得冷却气流由发散孔流出后形成更为均匀稳定的全覆盖气膜层，因而有利于综合冷却效果的提升。同时，也注意到，在发散孔前区，由于气膜射流处于逐渐叠合的发展阶段，展向平均气膜冷却效果较低，尤其是在第一排气膜孔出口下游x/s < 5的区域。
3.2 狭缝-发散孔组合结构冷却本节研究了狭缝气膜冷却与发散冷却共同作用时的综合冷却特性，计算中取狭缝出口距离ls=20mm，狭缝高度hs=2mm。为对比需要，保持狭缝-发散孔组合方式的冷却气体流量和所对应的单纯发散冷却方式相同。
图 6所示为主流侧典型流向截面上的温度分布和速度矢量图，图中的三个截面分别位于第4，10，18排孔后距离孔中心1d的位置。计算工况取单纯发散冷却Meff=1.2，对应狭缝-发散孔组合冷却方式取Msl=0.5和Meff=0.93，即狭缝射流与发散孔冷却气流的质量流量比为0.28。
|
Fig. 6 Temperature distribution and velocity vector at cross sectional planes |
从图中可以看出，气膜射流喷注进入主流后与主流相互作用诱导出一对反向旋转的卵形涡对。对于纯发散冷却而言，在第4排孔后，由于前排气膜射流的叠加作用尚处于起始阶段，气膜射流卵形涡对两侧对周围主流产生的卷吸作用形成局部高温区，即高温主流侵入现象明显；随着气膜出流向下游发展，在孔排中部区域由于上游气膜出流的叠加作用，展向相邻孔排流出的冷却气流在壁面上的展向覆盖有所改善，气膜冷却效果升高，在下游区域更为明显。
对狭缝-发散孔组合冷却结构，由于发散孔阵列上游狭缝射流的存在，同时，在总的冷却流量一定的前提下，狭缝射流的存在使得发散孔的吹风比有所降低，发散孔气膜射流形成的反向涡对法向穿透下降，涡对核心沿壁面法向的距离减小。在发散孔的前区，由于狭缝射流对壁面的覆盖作用，气膜冷却效果相对单纯发散冷却有显著的提升；但在发散孔尾端，由于狭缝射流在下游区域的延伸能力下降，同时，由于狭缝射流的分流作用使得发散孔的吹风比有所降低，导致发散孔前排气膜的叠合作用相对单纯发散冷却有所降低，因此在第18排孔后的壁面冷气覆盖层厚度小于单纯发散冷却结构。
图 7和图 8分别为纯发散冷却方式和狭缝-发散孔组合冷却方式在几个典型吹风比下的壁面温度分布云图。相对于单纯发散冷却结构前区壁面温度高、沿程逐渐降低的温度分布特征，狭缝-发散孔组合结构则呈现出前区壁面温度低、沿程逐渐增加的趋势，壁面温度分布沿流向的变化梯度也发生了较大的下降。对比图 7(a)和图 8(a)，在总的冷却气流流量较小时，此时单纯发散冷却的吹风比为0.4，对应狭缝-发散孔组合冷却结构的吹风比组合为0.5~0.13，尽管狭缝-发散孔组合冷却结构的前区温度显著降低，但在发散孔后区的壁面温度却具有一定的增加；对比图 7(c)和图 8(c)，当总的冷却气流流量较大时，此时单纯发散冷却的吹风比为2.0，对应狭缝-发散孔组合冷却结构的吹风比组合为0.5~1.73，则狭缝-发散孔组合冷却结构的作用效果显著。
|
Fig. 7 Contours of wall temperature distribution for pure effusion cooling |
|
Fig. 8 Contours of wall temperature distribution for combined slot injection-effusion cooling |
图 9为发散冷却方式和狭缝-发散孔组合冷却方式在相同冷却空气用量下的沿程展向平均气膜冷却效果对比，图中，狭缝射流的吹风比恒定在0.5。可以看出，在狭缝-发散孔组合冷却结构的吹风比为0.5~0.13时（对应的单纯发散冷却的吹风比为0.4），在x/s < 5的区域，组合冷却结构的综合冷却效果显著高于单纯发散冷却结构，甚至高于吹风比为2.0的单纯发散冷却结构；然而，在x/s > 10的区域，由于发散孔的吹风比过小而难以维系较大的冷却效果，仅维持在0.5左右，且低于单纯发散冷却结构，后者在发散气膜趋于充分发展时的综合冷却效果可以达到0.6。在狭缝-发散孔组合冷却结构的吹风比为0.5~0.93时（对应的单纯发散冷却的吹风比为1.2），组合冷却结构的综合冷却效果沿程均在0.75以上，尽管此时狭缝-发散孔组合冷却结构在x/s > 15的区域略低于单纯发散冷却结构，但壁面温度分布的均匀性却得到大幅度改善。在狭缝-发散孔组合冷却结构的吹风比为0.5~1.33时（对应的单纯发散冷却的吹风比为1.6），组合冷却结构的综合冷却效果在x/s > 15的区域与单纯发散冷却结构基本一致，表明此时狭缝-发散孔组合冷却结构中因狭缝喷注分流、发散孔吹风比相对于单纯发散结构的降低对发散孔后区的综合冷却效果影响已趋于消失，结合发散孔前区的综合冷却效果显著改善的特征，狭缝-发散孔组合冷却结构的改善气膜冷却效果的作用效果体现的更为显著。
|
Fig. 9 Comparison of laterally-averaged overall cooling effectiveness between combined slot injection-effusion cooling and pure effusion cooling |
本节研究了狭缝结构的变化对狭缝-发散孔组合冷却结构综合冷却效果的影响规律，狭缝结构的差异主要体现在狭缝射流出口距离ls和狭缝高度hs。计算工况保持发散孔吹风比Meff=1.0，狭缝与发散孔的质量流量比msl/meff=0.25。改变狭缝射流出口距离时，狭缝高度hs固定为2mm；改变狭缝高度时，狭缝射流出口距离ls固定为20mm，狭缝高度变化范围为0.5~3.0mm，对应狭缝吹风比分别为2.0~0.33。
图 10(a)所示为狭缝射流出口位置对沿程展向平均综合冷却效果的影响，从图中可以看出狭缝射流出口位置距离气膜孔起始处较近时，狭缝射流对改善发散孔阵列前区x/s < 10的区域的综合冷却效果的作用越发显著。在x/s > 20的发散孔阵列后区，不同狭缝射流出口位置下的组合结构综合冷却效果趋于一致。
|
Fig. 10 Effects of geometric parameters of slot injection on laterally-averaged overall cooling effectiveness |
图 10(b)为狭缝高度对沿程展向平均综合冷却效果的影响，从图中可以看出在x/s < 5的区域，随着狭缝高度的增加，沿程展向平均综合冷却效果所有增强，而在x/s > 10的区域，沿程展向平均综合冷却效果却随着狭缝高度的增加反而有所下降。这是由于在狭缝射流流量相同的条件下，随着狭缝高度的增加，狭缝射流在紧邻其出口下游区域所形成的气膜覆盖层厚度较大，从而对发散孔阵列前区形成更有效的防护；而在发散孔阵列后区，狭缝高度的增加降低了狭缝射流向下游的延伸能力，反而导致狭缝-发散孔组合冷却结构综合冷却效果有微弱的减小。
4 结论与纯发散冷却相比，在相同的冷却空气流量下，狭缝-发散孔组合冷却方式有如下结果：
（1）狭缝-发散孔组合冷却方式显著改善了发散孔前区的冷却效果，在相同的冷却流量下，平均气膜冷却效果可提升12%~16%。与纯发散冷却相比，沿程展向平均综合效果的变化关系较为复杂，与冷却空气流量（纯发散方式吹风比）和狭缝-发散孔的质量流量比密切关联。
（2）在纯发散冷却吹风比较小时，狭缝-发散孔组合冷却方式因狭缝喷注分流而使得发散孔吹风比降低，导致在发散孔下游区域的综合冷却效果低于单纯发散冷却结构，但壁面温度分布的均匀性却大幅度改善。
（3）在纯发散冷却吹风比较大时，狭缝-发散孔组合冷却方式因狭缝喷注分流而导致的发散孔吹风比降低对发散孔后区综合冷却效果的影响趋于消失，狭缝-发散孔组合冷却方式的作用效果体现更为显著。
（4）狭缝喷注出口位置距离发散孔起始处较近时，狭缝射流对改善发散孔阵列前区的综合冷却效果的作用越发显著；随着狭缝高度的增加，发散孔前区的综合冷却效果有所增强，而在发散孔后区，综合冷却效果却有所下降。
| [1] |
Cerri G, Giovannelli A, Battisti L, et al. Advances in Effusive Cooling Techniques of Gas Turbines[J]. Applied Thermal Engineering, 2007, 27(4): 692-698. DOI:10.1016/j.applthermaleng.2006.10.012
(  0) |
| [2] |
Krewinkel R. A Review of Gas Turbine Effusion Cooling Studies[J]. International Journal of Heat and Mass Transfer, 2013, 66(6): 706-722.
( 0) |
| [3] |
林宇震, 宋波, 李彬, 等. 不同偏角多斜孔壁气膜冷却绝热温比研究[J]. 推进技术, 1998, 19(5): 43-46. (LIN Yu-zhen, SONG Bo, LI Bin, et al. Investigation of Adiabatic Wall Film Effectiveness of Inclined Multihole Wall Film Cooling with Different Deflected Angle[J]. Journal of Propulsion Technology, 1998, 19(5): 43-46.)
( 0) |
| [4] |
谭晓茗, 赵乃芬, 房人麟, 等. 出流孔复合角对发散孔板冷却效率的影响研究[J]. 推进技术, 2016, 37(6): 1092-1097. (TAN Xiao-ming, ZHAO Nai-fen, FANG Ren-lin, et al. Research on Cooling Characteristics of Effusion Wall with Compound Angle[J]. Journal of Propulsion Technology, 2016, 37(6): 1092-1097.)
( 0) |
| [5] |
Zhang C, Song B, Lin Y Z, et al. Cooling Effectiveness of Effusion Walls with Deflection Hole Angles Measured by Infrared Imaging[J]. Applied Thermal Engineering, 2009, 29: 966-972. DOI:10.1016/j.applthermaleng.2008.05.011
( 0) |
| [6] |
Bohn D, Moritz N. Influence of Hole Shaping of Staggered Multi-Hole Configurations on Cooling Film Development[R]. AIAA 2000-2579.
( 0) |
| [7] |
朱延鑫, 谭晓茗, 郭文, 等. 出流孔型对平板气膜冷却影响机理的研究[J]. 推进技术, 2013, 34(4): 499-505. (ZHU Yan-xin, TAN Xiao-ming, GUO Wen, et al. Numerical Simulation on Effects of Different Film Cooling Holes on Plate[J]. Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(4): 499-505.)
( 0) |
| [8] |
Petre B, Dorignac E, Vullierme J J. Study of Influence of the Number of Holes Rows on the Convective Heat Transfer in the Case of Full Coverage Film Cooling[J]. International Journal of Heat and Mass Transfer, 2003, 46(18): 3477-3496. DOI:10.1016/S0017-9310(03)00126-1
( 0) |
| [9] |
Yang C F, Zhang J Z. Influence of Multi-Holes Arrangement on Cooling Film Development[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2012, 25(2): 182-188. DOI:10.1016/S1000-9361(11)60377-4
( 0) |
| [10] |
Leger B, Miron P, Emidio J M. Geometric and AeroThermal Influences on Multi-Holed Plate Temperature: Application on Combustor Wall[J]. International Journal of Heat and Mass Transfer, 2003, 46(7): 1215-1222. DOI:10.1016/S0017-9310(02)00396-4
( 0) |
| [11] |
杨成凤, 张靖周, 杨卫华. 全覆盖气膜孔阵列方式对冷却特性的影响[J]. 航空动力学报, 2010, 25(7): 1524-1529. ( 0) |
| [12] |
Goodro M, Ligrani P, Fox M, et al. Full-Coverage Film Cooling: Film Effectiveness and Heat Transfer Coefficients for Dense and Sparse Hole Arrays at Different Blowing Ratios[J]. ASME Journal of Turbomachinery, 2012, 134: 1-13.
( 0) |
| [13] |
杨谦, 林宇震, 张弛, 等. 发散冷却与冲击/发散冷却的冷却效率对比[J]. 航空动力学报, 2014, 28(2): 268-275. ( 0) |
| [14] |
杨旭, 刘友宏. 孔径比与冲击距对冲击/发散冷却隔热屏冷却性能影响[J]. 推进技术, 2014, 35(5): 668-674. (YANG Xu, LIU You-hong. Effects of Diameter Ratio of Holes and Impingement Distance on Cooling Performance of Impingement/Effusion Cooled Heat Shield[J]. Journal of Propulsion Technology, 2014, 35(5): 668-674.)
( 0) |
| [15] |
刘友宏, 任浩亮. 气膜孔倾角对层板隔热屏冷却性能影响[J]. 推进技术, 2016, 37(2): 281-288. (LIU You-hong, REN Hong-liang. Effects of Film Cooling Hole Angles of Inclination on Cooling Performance of Lamilloy Heat Shield[J]. Journal of Propulsion Technology, 2016, 37(2): 281-288.)
( 0) |
| [16] |
Tan X M, Zhang J Z, Xu H S. Experimental Investigation on Impingement/Effusion Cooling with Short Normal Injection Holes[J]. International Communications in Heat and Mass Transfer, 2015, 69(9).
( 0) |
| [17] |
Ceccherini A, Facchini B, Tarchi L, et al. Combined Effect of Slot Injection, Effusion Array and Dilution Hole on the Cooling Performance of a Real Combustor Liner[R]. ASME GT 2009-60047.
( 0) |
| [18] |
Facchini B, Maiuolo F, Tarchi L, et al. Combined Effect of Slot Injection, Effusion Array and Dilution Hole on the Heat Transfer Coefficient of a Real Combustor Liner, Part 1: Experimental Analysis[R]. ASME GT 2010-22936.
( 0) |
| [19] |
Andreini A, Ceccherini A, Facchini B, et al. Combined Effect of Slot Injection, Effusion Array and Dilution Hole on the Heat Transfer Coefficient of a Real Combustor Liner, Part 2: Numerical Analysis[R]. ASME GT 2010-22937.
( 0) |
| [20] |
Harrison K, Bogard D. Comparison of RANS Turbulence Models for Prediction of Film Cooling Performance [R]. ASME GT 2008-50366.
( 0) |
| [21] |
Yao Y, Zhang J Z, Tan X M. Numerical Study of Film Cooling from Converging Slot-Hole on a Gas Turbine Blade Suction Side[J]. International Communications in Heat and Mass Transfer, 2014, 52(2): 61-72.
( 0) |