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김준수(Junsu Kim),홍수민(Sumin Hong),김지현(Jihyun Kim),온정완(Jeongwan On),김찬우(Chanwoo Kim),Yihalem Yimolal Tiruneh,송지현(Jihyun Song),최선화(Sunhwa Choi),백승렬(Seungryul Baek) 대한전자공학회 2023 대한전자공학회 학술대회 Vol.2023 No.6
In this study, we address the class imbalance problem in the Real-life dataset, a challenging task due to the presence of a large number of small and visually similar objects. To mitigate the imbalance issue and improve the performance of the model, we propose a various solutions : Balanced Dataloader, CutMix, and RandomAugmentation.
딥러닝 기술을 이용한 사용자 동작인식 기반 전통 사자탈 아바타 매핑 및 애니메이션 시스템의 설계 및 개발
김준수(Junsu Kim),이주엽(Juyeob Lee),김미진(Mijin Kim),김동호(Dongho Kim) 한국HCI학회 2023 한국HCI학회 학술대회 Vol.2023 No.2
전통 사자탈춤은 벽사진경의 상징으로 여러 탈춤에 등장한 동물 모방 춤이다. ‘사자탈’ 내부의 두 사람이 각각 사자탈의 가면과 앞다리 역할인 앞채와 뒷다리 역할인 뒤채를 담당하여 연희하므로 ‘사자탈’은 4족 보행 아바타로 볼 수 있다. 사자탈춤을 메타버스 콘텐츠로 향유하기 위해 우리는 딥러닝을 이용해서 사용자 동작을 사자탈 아바타에 매핑하고 애니메이션을 만드는 시스템을 설계 및 개발하였다. 이러한 사용자 동작인식 기반의 메타버스 콘텐츠는 후속 연구를 통해 다양한 4 족 보행 아바타에 휴먼데이터 적용가능성을 확장할 것으로 기대한다.
전준수(Junsu Jeon),김성룡(Seungryong Kim),김성혁(Sunghyuk Kim),김승한(Seunghan Kim),김채형(Chaehyoung Kim),서대반(Daeban Seo),소윤석(Younseok So),우성필(Seongphil Woo),이광진(Kwangjin Lee),이승재(Seungjae Yi),이정호(Jungho Lee),임지혁(J 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
9톤급 다단연소 사이클 엔진 개발을 위한 기술검증시제(TDM0) 파워팩 연소시험이 나로우주센터 3단 엔진 시험설비에서 수행되었다. 기술검증시제 파워팩 모델은 주연소기를 제외한 예연소기와 터보펌프, 추진제 공급시스템으로 구성되어 있다. 파워팩 연소시험에서는 파워팩 구성품들간의 연계 작동성을 확인하였으며, 엔진 시스템 시험을 위한 파워팩의 주요 성능 변수들을 평가하였다. The power-pack combustion test of technology demonstration model(TDM0) for 9 tonf-class staged combustion cycle engine development was conducted in the Upper-stage Engine Test Facility(UETF) of Naro Space Center. The power-pack model of TDM0 was composed of a pre-burner, a turbo-pump and propellant supply systems without a main combustor. In the power-pack combustion test, we confirmed the linked working condition and verified the main functional variation of the power-pack for the engine system test.
동일 단면적 디퓨저에서의 상온 및 연소가스를 이용한 성능 특성 연구
김완찬(Wanchan Kim),김중일(Joongil Kim),김재호(Jaiho Kim),김태완(Taewan Kim),전준수(Junsu Jeon),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
본 연구에서는 과산화수소/케로신을 추진제로 하는 로켓엔진의 연소가스를 이용하여 고공 환경 모사를 위한 동일단면적 초음속 디퓨저를 설계/제작하였다. 상온 질소 가스를 이용한 축소형 상온 실험을 통하여 디퓨저의 성능을 예측하였고, 연소 실험을 통한 디퓨저의 성능과 비교 분석 하였다. 상온 축소형 디퓨저를 이용하여 실험한 결과 시동 압력 및 진공 챔버 압력은 각각 9.6 bar, 0.06 bar로 계측되었다. 시동 조건인 연소실 압력 10 bar를 목표로 실험을 수행한 결과, 연소실 압력이 9.4 bar로 계측되었고, 진공 챔버 압력은 0.05 bar로 계측되었다. A constant area exhaust diffuser(CAED) was designed and fabricated to simulate high altitude environment by hot combustion gas of a liquid rocket engine(propellant : hydrogen peroxide and kerosene). Diffuser performance was predicted by scale down experiment using nitrogen gas of ambient temperature. The result of the scale down experiment was compared and analyzed with diffuser performance by combustion test. Scale down experiment result showed that starting pressure of the CAED was 9.6 bar and vacuum chamber pressure was 0.06 bar. Combustion test was performed at the starting condition of diffuser. The combustion test result showed that combustion chamber pressure was 9.4 bar and vacuum chamber pressure was 0.05 bar.
Rijke tube를 이용한 열유동 환경하에서의 음향공 감쇠 특성 연구
김근철(Geuncheol Kim),전준수(Junsu Jeon),김재호(Jaiho Kim),고영성(Youngsung Ko),김홍집(Hongjip Kim),김영문(Youngmoon Kim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
본 연구에서는 열적 구배를 갖는 열음향 진동 환경에 Helmholtz resonator를 적용하여 연소 불안정 연구를 수행하고자 하였다. 열음향 불안정 환경은 DC power supplier를 이용한 전기적 방법으로 정량적인 열량을 공급하고 blower를 이용하여 유량을 제어하는, 특정한 공진 주파수를 갖는 수평형 Rijke tube로 구현하였다. 열음향 불환경 환경 하에서 얻어진 Helmholtz resonator 의 감쇠특성을 상온 실험 자료와 비교/분석하여 열음향 불안정 환경에서의 Helmholtz resonator의 감쇠특성을 확인하기 위한 예비 연구를 수행하였다. In this research, a Helmholtz resonator was applied to the thermo-acoustic environment that has thermal gradient using Rijke tube. The thermo-acoustic instability was invoked by a Rijke tube which use a DC power supplier and a Blower. A target instability frequency was appeared by the Rijke tube. A preliminary experiment on damping characteristics of the resonator in the thermo-acoustic environment was performed and compared with the room temperature experiment data.
액체산소/에탄올 엔진 연소시험 설비 구축 및 예비 운영 시험
김민상(Minsang Kim),전준수(Junsu Jeon),김태완(Taewoan Kim),우희찬(Heechan Woo),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim),김승한(Seunghan Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5
본 연구에서는 향후에 다양한 목적으로 사용될 수 있는 액체산소/에탄올 추진제 조합의 로켓 엔진 연소시험 설비를 구축하고, 이 설비에 대한 운용 능력을 평가하기 위하여 예비 운영 시험을 수행하였다. 추진제는 가압 방식에 의해 공급되며, 이를 위해 고압용 추진제 탱크와 가압 및 공급 설비를 구축하였다. 그리고 다중 분사기 엔진을 설계/제작하였으며, 수류시험과 실유체 분무 시험을 통해 이 엔진의 분무 특성과 유량 공급 특성을 관찰하였다. 최종적으로 연소시험을 통하여 액체산소/에탄올 엔진과 연소시험 설비의 안정성을 검증하였다. In this study, LOx/Ethanol rocket engine combustion test facility was constructed which can be used for various purpose in the future and preliminary operational tests were performed to evaluate the operational capability. The facility consists of run tanks, pressurization and supply system. Also a multi injector rocket engine was designed and manufactured and the engine’s cold flow and propellents spray tests were performed to observe spray and supply characteristics as well. Finally, stability of the LOx/Ethanol engine and combustion test facility were verified by combustion tests.
이차목 디퓨저와 이젝터를 사용한 고공환경모사장치 예비설계
김중일(Joongil Kim),전준수(Junsu Jeon),김태완(Taewan Kim),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim),김유(Yoo Kim),한영민(Yeoungmin Han) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
케로신과 액체산소를 추진제로 하는 로켓엔진의 고공환경모사를 위한 실험 장치의 예비 설계를 수행하였다. 고공환경모사를 위한 장치는 진공챔버, 초음속디퓨저, 열교환기, 이젝터, 증기 발생기로 구성된다. 로켓엔진을 장착한 진공챔버는 이차목 초음속 디퓨저에 의해 고공환경의 압력이 모사되고 이를 유지한다. 로켓엔진의 메인 연소가스는 열교환기에서 물로 냉각되며 이로 인한 혼합물은 이젝터로 인해 대기 중으로 배출된다. 이젝터는 75% 에탄올과 액체산소, 물로 작동하는 증기 발생기에 의해 작동되며 초기 진공도를 유지하는 역할을 한다. In this study, preliminary design of a high-altitude test facility (HATF) was performed to simulate the high-altitude environment using a rocket engine that liquid oxygen and kerosene were used as the propellant. Experimental facility consists of vacuum chamber, supersonic exhaust diffuser, heat exchanger, ejector and gas generator. The vacuum chamber was simulated and maintained high-altitude environmental pressure by supersonic exhaust diffuser. Combustion gas of the rocket engine was cooled by water at heat exchanger after that the mixed gas was emitted to the air by ejector. The ejector which was operated by the steam generator using 75% ethanol and liquid oxygen as propellants and water for steam maintains a vacuum condition.