基于渦旋特征的渦度限制方法是什麼？渦度限制方法在轉子空氣動力學和氣動聲學中的又被怎樣廣泛應用？
使用計算流體動力學（CFD）技術，準确預測直升機旋翼空氣動力學和氣動聲學，仍然是一個挑戰，因為數值方案的過度耗散導緻旋翼尾流和渦旋的擴散速率高于流體控制方程的預期。
為了緩解這個問題，一種基于渦特征的渦度限制（FVC2-L2）方法結合了局部歸一化，采用FVC2-L2方案在多塊結構化網格CFD求解器ROSITA中實作。
并與基于滲透表面FfowcsWilliams-Hawkings（PS-FWH）方程的氣動聲學代碼ROCAAP耦合，用于直升機旋翼氣動和氣動聲學預測。這種方法通過三個資料庫在直升機旋翼流中進行評估。
利用有據可查的HART-II轉子在基線條件下評估所提VC方案在葉片-渦旋互相作用（BVI）現象預測中的能力。
采用UH-1H非升力懸停旋翼和AH-1/OLS低速下降飛行旋翼對該方法在氣動聲學中進行評估。
通過與實驗資料和不使用VC方案獲得的結果進行比較，很好地證明了FVC2-L2方案在空氣動力學預測、尾流保持和噪聲信号預測方面的優勢。
特别是，FVC2-L2方案主要改進了高非定常氣載預測，與AH-5/OLS轉子情況相比，BVI噪聲預測比沒有VC方案的情況提高了1dB以上。
旋翼渦尾流是直升機非定常流場中最複雜的流體動力結構之一，對直升機的飛行性能影響較大。
轉子尾流中的脫落葉片尖端渦流可能與随後的轉子葉片相交，導緻葉片-渦流互相作用（BVI）現象，進而顯著影響葉片空氣負載并導緻幹擾噪聲水準。
與周圍障礙物互相作用的旋翼誘導尾流通常會降低直升機的性能并造成危險的環境，主/尾旋翼/機身的幹涉會對車輛的空氣動力學産生負面影響。
由于這些原因，旋翼渦流的精确模組化對于直升機旋翼空氣動力學和氣動聲學預測至關重要，在過去的三十年中，計算流體動力學（CFD）仿真因其能夠解決大多數感興趣的現象而廣受歡迎。
但這些模拟的一個固有問題是，由于數值方案的耗散性質，渦旋特征過早變形和耗散，這使得在直升機旋翼流中的應用不能令人滿意。
近年來，四大類數值方法，包括尺度分辨模拟（SRS），高階空間離散化方案，渦度限制（VC）方法和網格細化技術的出現有助于提高CFD仿真中保持渦流的能力。
由于大量的計算時間和資源，其中一些對于工業應用來說往往是令人望而卻步的，例如，SRS方法能夠提供更詳細的渦流描述，但需要一個大型網格系統來充分利用該技術的潛力。
即使高階方案能夠以适當的網格密度緩解渦結構的過度耗散，高階導數的計算或複雜模闆的建構也可能導緻額外的計算成本。
在網格細化技術方面，自動網格細化（AMR）是最具代表性的網格細化方法，由于在細化區域中建立了額外的網格點，是以計算成本也很高。
相比之下，VC方法在保持渦流的計算效率方面具有潛在的優勢，因為網格系統可以保持在中等水準，是以，越來越多的研究集中在這種方法上。
渦度限制是一個概念，它允許通過在标準歐拉/納維-斯托克斯方程中添加一個臨時的反擴散項來防止渦旋無序擴散。
事實證明，它在模拟渦旋主導的流動方面是有效的，特别是對于沒有令人滿意的網格尺寸的情況，目前，已經開發了VC方法的兩種配方，并簡要稱為VC1和VC2。
在第一渦度限制（VC1）方案中，VC項源自速度的一階導數，它沿渦度幅度梯度增加的方向傳輸渦度，抵消了由于數值耗散引起的擴散效應。
在過去的幾十年中，VC1公式由于其算法的簡單性和效率而在渦旋主導流的模拟中變得很有吸引力，特别是對于直升機旋翼流。
但盡管VC1方案被廣泛采用，但它有兩個缺點，第一個與理論分析其性質的困難有關，即渦旋中心VC1項的奇點，第二個涉及使用VC1項時控制方程的守恒。
近年來，VC2公式及其高階方案在渦度保持和計算效率方面的能力已被直升機旋翼流的一些研究所證明。
盡管有許多研究使用VC來平衡渦流的過度擴散，但仍然存在一個基本問題，在标準VC方法中，預設采用非零渦度大小來檢測渦特征。
使用渦度大小進行渦旋檢測是不合适的，特别是在沒有渦旋但渦度大小不等于零的邊界和剪切層區域，它将在結果中引起過度限制和虛假渦旋結構。
為了消除這個問題，一些研究将标準VC方法與先進的渦旋特征檢測技術相結合，産生了基于渦旋特征的VC（FVC1或FVC2）方法。
使用ROSITA對HART-II基線配置進行仿真，能很好的解決BVI現象，ROSITA是一種實作FVC2-L2方案的多塊結構化網格CFD求解器，以及内部開發的多元增量微調程式。
