• Proceedings of the Korean Society of Broadcast Engineers Conference
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• fall
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• pp.208-211
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• 2021

본 논문에서는 합성곱 신경망을 활용하여 영상에서 마스크 착용 및 미착용 상태를 탐지하는 방법을 제안한다. 코로나바이러스감염증-19(COVID-19)의 유행에 따라 감염 및 확산방지를 위해 마스크 정상적 착용이 요구되는데 몇몇 사람들은 이를 지키지 않고 있으며 현재의 감시 시스템은 입구에서 마스크 착용 여부를 검사하는 방식으로 작동될 뿐 공간에 입장한 다음 착용 여부를 알 수 없다. 제안하는 방법은 합성곱 신경망을 통해 영상에서 얼굴을 탐지하여 얻은 데이터를 이용하여 다수사람들의 마스크 착용 및 미착용 상태를 판별하는 방법으로 설계하였다.

• Nuclear Engineering and Technology
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• v.26 no.2
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• pp.161-167
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• 1994

This paper presents a concept of a pressure tube-type water-cooled reactor without the emergency core cooling system. It adopts an innovative fuel channel design using metallic fuel matrix to improve heat transfer from fuel to moderator at loss of coolant cooling. The heat produced in the fuel is cooled by the coolant system during normal operation, but by the passive moderator system at loss of coolant cooling including the loss-of-coolant accident(LOCA). Simple analysis shows that the fuel channel temperature can be maintained within the permissible range for both normal operation and a complete LOCA.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.11a
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• pp.315-318
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• 2007

A dynamic simulation of a turbo-shaft engine was performed for analysis of transient-state and engine-starting characteristics using the MATLAB/SIMULINKTM. The turbo-shaft engine was modelled based on thermodynamic and rotor dynamic relations. The analysis of engine starting characteristics was performed by monitoring the rate of the pressure, temperature and mechanical torque changes along the engine stations by the torque input generated from the accessary power unit and transmitted to the power turbine. The simulation of the transient-state characteristics of the engine was performed under fuel flow rate increase from the steady-state condition. For the future study, engine control unit will be added to the basic turbo-shaft engine model to enhance capability of engine performance simulation.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.17 no.1
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• pp.80-88
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• 2013

In currently developed engine condition monitoring systems, most field engine maintenance engineers have difficulties to use them in fields due to complexity, unpractical use, lack of understanding, etc. Therefore a practical usable engine condition monitoring system must be needed. This work proposes a practical performance condition monitoring of a small turbojet engine through comparing between the on-line performance monitoring data and the initial clean performance data calculated by the base engine performance model. Moreover the proposed monitoring system checks the gas path components' on-line health condition through comparing the component performance characteristics between the running engine represented as a deteriorated engine or a degraded engine and the base engine performance model represented as a clean engine. The proposed condition monitoring system is coded in a friendly GUI type program for easy practical application by a commercial tool, MATLAB/SIMULINK and LabVIEW.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.14 no.5
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• pp.1-8
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• 2020

The aeroservoelastic analysis that deals with the interactions of the inertial, elastic, and aerodynamic forces and the influence of the control system have been performed. MSC Nastran was used for the free vibration analysis of the structure model as the pre-analysis. ZAERO was used to calculate the unsteady aerodynamic forces. The unsteady aerodynamic forces were verified by comparing with Doublet Hybrid Method. Karpel's Minimum-State Approximation method was used for approximation of the aerodynamic forces to the Laplace domain in the frequency domain. The aeroservoelastic state-space equation was obtained by combining the aeroelastic equation with the actuator dynamics. The analysis of aeroservoelastic stability concerning the elevator input of the high aspect ratio model was performed. The root-locus method and time-integration method were used for the analysis of aeroservoelastic in frequency and time domain.

• Proceedings of the Korean Information Science Society Conference
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• 2007.10b
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• pp.247-252
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• 2007

오늘날 컴퓨팅 환경은 점차 복잡해지고 있으며, 복잡한 환경을 관리하는 이 점차 중요해 지고 있다. 이러한 관리를 위해 어플리케이션의 내부 구조를 드러내지 않은 상태에서 환경에 적응하는 자가치유에 관한 연구가 중요한 이슈가 되고 있다. 우리의 이전 연구에서는 자가 적응 모듈의 성능 향상을 위해 스위치를 사용하여 컴포넌트의 동작 유무를 결정하였다. 그러나 바이러스와 같은 외부 상황에 의해 자가 적응 모듈이 정상적으로 동작하지 않을 수 있으며 다수의 파일을 전송할 때 스위치가 꺼진 컴포넌트들은 메모리와 같은 리소스를 낭비한다. 본 연구에서는 이전 연구인 성능 개선 자가 적응 모듈에서 발생할 수 있는 문제점을 해결하기 위한 방법을 제안한다. 1) 컴포넌트의 동작 여부를 결정하는 스위치를 확인하여 비정상 상태인 컴포넌트를 찾아 치유를 하고, 2) 현재 단계에서 사용하지 않는 컴포넌트를 다른 작업에서 재사용한다. 이러한 제안 방법론을 통해 파일 전송이 않은 상황에서도 전체 컴포넌트의 수를 줄일 수 있으며 자가 적응 제어 모듈을 안정적으로 작동할 수 있도록 한다. 본 논문에서는 명가를 위하여 비디오 회의 시스템 내의 파일 전송 모듈에 제안 방법론을 적용하여 이전 연구의 모듈과 제안 방법론을 적용한 모듈이 미리 정한 상황들에서 정상적으로 적응할 수 있는지를 비교한다. 또한 파일 전송이 많은 상황에서 제안 방법론을 적용하였을 때 이전 연구 방법론과의 컴포넌트 수를 비교한다. 이를 통해 이전 연구의 자가 적응 모듈의 비정상 상태를 찾아낼 수 있었고, 둘 이상의 파일 전송이 이루어 질 때 컴포넌트의 재사용을 통해 리소스의 사용을 줄일 수 있었다.위해 잡음과 그림자 영역을 제거한다. 잡음과 그림자 영역을 제거하면 구멍이 발생하거나 실루엣이 손상되는 문제가 발생한다. 손상된 정보는 근접한 픽셀이 유사하지 않을 때 낮은 비용을 할당하는 에너지 함수의 스무드(smooth) 항에 의해 에지 정보를 기반으로 채워진다. 결론적으로 제안된 방법은 스무드 항과 대략적으로 설정된 데이터 항으로 구성된 에너지 함수를 그래프 컷으로 전역적으로 최소화함으로써 더욱 정확하게 목적이 되는 영역을 추출할 수 있다.능적으로 우수한 기호성, 즉석에서 먹을 수 있는 간편성, 장기저장에 의한 식품 산패, 오염 및 변패 미생물의 생육 등이 발생하지 않는 우수한 생선가공, 저장방법, 저가 생선류의 부가가치 상승 등 여러 유익한 결과를 얻을 수 있는 효과적인 가공방법을 증명하였다.의 평균섭취량에도 미치지 못하는 매우 저조한 영양상태를 보여 경제력, 육체적 활동 및 건강상태 등이 매우 열악한 이들 집단에 대한 질 좋은 영양서비스의 제공이 국가적 차원에서 시급히 재고되어야 할 것이다. 연구대상자 특히 배달급식 대상자의 경우 모집의 어려움으로 인해 적은 수의 연구대상자의 결과를 보고한 것은 본 연구의 제한점이라 할 수 있다 따라서 본 연구결과를 바탕으로 좀 더 많은 대상자를 대상으로 한 조사 연구가 계속 이루어져 가정배달급식 프로그램의 개선을 위한 유용한 자료로 축적되어야 할 것이다.상범주로 회복함을 알수 있었고 실험결과 항암제 투여후 3 일째 피판 형성한 군에서 피판치유가 늦어진 것으로 관찰되어 인체에서 항암 투여후 수술시기는 인체면역계가 회복하는 시기를 3주이상 경과후 적어도 4주째 수술시기를 정하는 것이 유리하리라 생각되

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• v.y2005m4
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• pp.194-197
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• 2005

Pulse-mode performance evaluation is made for a set of monopropellant hydrazine thrusters producing $0.95 lb_{f}$ of nominal steady-state thrust at an inlet pressure of 350 psia. With a brief description on the hot-firing test matrix, a typical data obtained from pulse-mode firing is given directly showing the variational behavior of propellant supply pressure, vacuum condition, and thrust, in addition to the thermal response of the thruster. The performance features are successfully compared to the reference criteria of 1-lbf standard monopropellant rocket engine.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.9
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• pp.923-928
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• 2008

Pyrotechnic shock or pyroshock is characterized as a transient vibration phenomenon which shows large acceleration and high frequency range up to 10kHz during the operation of separation devices where explosives are used. During the flight of a launch vehicle, pyroshock is mainly generated at several events such as satellite separation, fairing separation and stage separation. In this paper, wiremesh isolators are introduced and several types of isolators are manufactured for the performance tests. For the investigation of typical characteristics of wiremesh isolators, compressive loading tests are basically performed and pyroshock tests are accomplished to confirm pyroshock isolation ability of each wiremesh isolator by using 4Kg dummy mass.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.3
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• pp.285-290
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• 2008

Pyrotechnic shock or pyroshock is characterized as a transient vibration phenomena which shows large acceleration and high frequency range up to 10kHz during the operation of separation devices where explosives are used. During the flight of a launch vehicle, pyro-shock is mainly generated at several events such as satellite separation, fairing separation and stage separation. In this paper, characteristics of pyroshock are introduced briefly, and PEEK washer shock absorber is applied for the reduction of pyroshock in the high frequency range. With some electronic devices, reduction characteristic of pyroshock using washer type shock absorber are studied. Random vibration tests are also performed for the verification of vibrational characteristics.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.35 no.9
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• pp.805-815
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• 2007

In order to build a conceptual design program for a liquid rocket engine system, performance based sub-programs for each core component of the engine system were made. Parts included were the combustion chamber, supersonic nozzle, centrifugal pump, and impulsive turbine. Simple mathematical models based on classical thermodynamic and inviscid theories were adopted with proper tuning by empirical data. In Part I, aiming to validate each sub-program, we examined the results of each program qualitatively, and parametrically investigated the sensitivity due to the change in design parameters.