• Journal of the Korea Computer Graphics Society
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• v.29 no.3
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• pp.21-31
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• 2023

In this paper, we introduce a case study of cinematography using digital human in virtual production. This case study deals with the system overview of virtual production using LEDs and an efficient filming pipeline using digital human. Unlike virtual production using LEDs, which mainly project the background on LEDs, in this case, we use digital human as a virtual actor to film scenes communicating with a real actor. In addition, to film the dialogue scene between the real actor and the digital human using a real-time engine, we automatically generated speech animation of the digital human in advance by applying our Korean lip-sync technology based on audio and text. We verified this filming case by using a real-time engine to produce short drama content using real actor and digital human in an LED-based virtual production environment.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2012.04a
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• pp.745-745
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• 2012

원자력발전소에서 비상디젤발전기는 노심의 안전성을 지키는 매우 중요한 역할을 담당하고 있다. 이를 위해 디젤발전기는 신뢰성능 높게 유지하도록 규제요건이 마련되어 있다. 디젤발전기의 엔진 상태를 주기적으로 감시하고 평가하기 위해서는 엔진 상태 신호 분석 기술이 필요하다. 엔진 상태 신호 분석에는 연소분석과 진동 및 초음파 측정 및 분석기술이 중요한 비중을 차지한다. 연소 분석은 디젤 엔진의 개별 실린더에 대한 연소 성능에 대한 정보를 제공한다. 진동 및 초음파 분석은 이벤트 타이밍과 기계적 상태에 대한 정보를 알려준다. 이들 신호는 정상적인 부하로 운전하는 디젤엔진의 가동에 영향을 미치지 않고 수집할 수 있다. 엔진 상태 신호 분석을 이용하는 주요 동기는 전통적으로 장비 제작자의 권고에 따라 수행되는 분해-검사 유지 보수 프로그램을 일부 대체하고 예측정비를 통해 신뢰도를 유지하기 위함이다. 상태 진단정비는 엔진 상태 신호분석을 주로 이용하여 엔진의 신뢰도와 이용률을 증가시킬 수 있다. 본 논문에서는 국내외서 경험한 엔진상태신호 측정 및 분석 사례를 기술하였다.

• Proceedings of the CALSEC Conference
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• 2002.01a
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• pp.461-466
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• 2002

테스트 목적 -제공받은 3D 게임엔진 품질을 기능성, 신뢰성, 성능 등에 의거 객관적이고 -정확한 방법 및 기준을 적용하여 시험평가 실시 -테스트 방법 및 기술을 게임종합지원센터에 접수 테스트 범위 -게임엔진의 주요 기능별 가능 시험 -게임엔진의 신뢰성 시험 -게임엔진의 성능 시험 -게임엔진의 문서화 시험 -게임엔진의 사용 편이성 시험(중략)

• 한국가시화정보학회:학술대회논문집
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• 2005.04a
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• pp.115-154
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• 2005

SI 엔진의 연소특징은 비정상 난류 예혼합 화염이며 여기서 내부 유동은 직접 화염 전파에 영향을 미치며 난류와 거시적 유동의 패턴 모두 중요한 역할을 한다. 내연기관 연소에서 난류는 매우 중요한 역할을 하고 통상 엔진 속도($\approx$흡입유동 속도)에 비례하며 그 주요 역할은 고속 운전 시 해당 사이클 내에 연소가 완료되는 데 기여하지만 출력저하, 제어 및 측정 그리고 사이클 변동과 관련하여 실질적으로 난류 제어를 통한 엔진 성능 개선은 사실상 불가능하다. 실물 엔진의 성능 파라미터로 주로 유동의 거시적 거동이 사용되며 이 유동과 연료 분사계가 혼합기 분포 상태와 화염 전파 방향을 결정하여 최종적으로 엔진의 성능을 지배한다. 따라서 가시화를 통한 연소 진단도 이 현상에 주목할 필요가 있으며 거시적 파라미터를 성능에 연관하는 다양한 기법이 존재하고 이들은 매우 풍부한 데이터베이스를 통해 비교적 정확한 성능의 예측을 가능하게 하고 이 점에 주목한 엔진만 성공을 거두었다. 이 거시적 현상에 주목하여 가시화를 통해 성층화 현상을 실험적으로 해석한 예를 제시하였다. SI 엔진 가시화에서 기법보다 중요한 것은 현상의 이해이다. 이를 위해 성공적 가시화 진단을 위해서는 우선 현상에 대한 모델링이 필요하고 이 모델에서 가시화를 통해 규명 가능한 현상을 추출해 내는 것이다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.5-5
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• 1999

3단형 과학로켓(KSR-III)의 기본형 및 응용형에 공통으로 사용되는 주엔진은 액체산소를 산화제로, 케로신을 연료로 사용하는 액체추진기관이다. 엔진 기본설계를 통하여 로켓 임무 요구사항에 부합되도록 엔진 각 부분의 기본제원을 설정하였고, 엔진의 형상을 결정하였다. 설계된 엔진의 성능검증 작업은 분사시험용 엔진, 축소형 엔진, 엔지니어링 모델 및 비행시험모델의 설계/제작/시험을 통하여 순차적으로 수행할 계획이다. 본 연구는 3단형 과학로켓 엔진의 기본설계 및 성능검증 계획에 관한 것이다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.74-74
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• 2003

로켓엔진의 연소실에서는 고온의 연소가스로부터 다량의 열이 발생하기 때문에 이로부터 연소실을 보호하기 위한 방법이 필수적으로 요구된다. 한국 최초의 액체 로켓인 KSR-III 로켓의 주엔진인 KL-3 엔진에서는, 연소실을 보호하기 위한 방법으로 실리카/페놀(Silica/Phenolic) 내열재를 이용하는 용융냉각 방식을 채택하였다 용융냉각 방식은 내열재와 고온의 연소가스와의 물리ㆍ화학적 상호작용에 의해 삭마가 발생하게 되는데, 이러한 삭마는 연소실에서도 가장 고온부인 노즐목에 집중적으로 발생하는 경향이 있다. 그러나 노즐목에서 삭마의 진행은 노즐목의 크기를 증가시키고 연소압 및 추력을 감소시키는 부작용을 초래하게 된다. 본 연구에서는 이러한 열적 삭마에 의한 노즐목 크기의 증가량을 알아내기 위해 KL-3 엔진 노즐목의 형상을 측정하고자 시도하였으며, 노즐목의 삭마에 영향을 미치는 주요 인자를 확인하고 진행과정을 고찰하였다. 노즐목의 형상 측정을 위해서는 기존에 사용하던 3차원 변위 측정기를 이용한 방식의 접근이 곤란함에 따라 영상처리 기법을 도입한 측정 방식을 고안하여 사용하였으며, 이 장비는 만족스런 성능을 보여주었다. 시험결과를 통해서 삭마에 영향을 주는 주요 인자로 분무형태, 연소시간, 연소 온도를 제시하였고 이 중에서 분무형태는 삭마 형상에, 연소 시간 및 연소온도는 삭마량에 주로 영향을 끼친다는 것을 알 수 있었다. 또한 시간에 따른 삭마의 진행이 3개의 구간으로 나누어 설명할 수 있음을 밝혔는데, 노즐목이 원형을 그대로 유지하며 삭마진행이 미미한 구간, 원형에서 벗어나 요철형상이 발달하면서 삭마진행이 가속되는 구간, 요철형상이 이미 정착되어서 요철의 깊이만 증가하되 삭마량은 미미한 구간이다. 결과적으로 60초 연소 후 노즐목 면적 증가율은 +5.82% 정도이며, 이에 따른 연소압 및 추력의 감소 또한 1% 미만으로 미비하였다. 따라서 본 KL-3 엔진에 사용된 내열재의 내열 성능은 임무를 수행하기에 적절하다고 판단하였다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.92-92
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• 2003

대형 위성 발사체를 우주로 발사하기 위해서는 복잡한 추진기관시스템을 정밀하게 제어해야 하며, 이를 위해서는 로켓의 궤적에 따른 추진제 질량과 추력을 적절하게 제어해야 한다. 정확하게 계산된 비행궤도를 따라 로켓을 최종 목표 지점까지 올리는 일은 엔진의 추력과 공연비를 동시에 조절하는 엔진제어기술을 이용하여 가능하게 된다. 추력제어는 엔진시스템에 대한 정확한 이해와 이를 바탕으로 한 추진제 유량 제어를 통해 가능하기 때문에 액체로켓 엔진에 대한 엔진시스템 분석과 해석이 선행되어야 한다. 본 연구에서는 향후 연구 대상이 될 엔진시스템의 구성과 추력 및 공연비 제어시스템의 기본 제어 방법을 소개하고자 한다.

• Journal of the korean Society of Automotive Engineers
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• v.11 no.6
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• pp.80-88
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• 1989

본 연구에서는 양산중인 배기량 2.4Liter, 간접분사방식의 소형 디젤엔진에서 연소방식을 직접 분사방식으로 연소계를 재설계하여, 간접분사방식과 직접분사방식에 따른 엔진성능상의 차이점을 비교 평가하고, 아울러 직접분사방식에서 연소실 형상과 연소 관련 주요 인자들의 변경시 엔 진성은에 미치는 영향에 대해 고찰하였다. 직접분사방식 엔진은 간접분사방식 엔진에 대해 동 일출력, 동일 Smoke 수준인 경우 10-15%의 연료소비 저감의 효과가 있고, 이에 따라 연소관련 부품의 열부하면에서도 유리하였으나, 소음 및 NOx 배출은 증가하는 것으로 나타났다. 직접분사 연소방식에서는 Deep Bowl 연소실 형태의 Cylindrical Type 과 Re-entrant Type 에서 연비와 Smoke 등을 고려한 최적 분사시기가 Re-entrant Type 에서 4.deg. CA정도 늦었으며, 각기 최적 분사시기에서 스옴, NOx를 비교한 결과 Re-entrant Type이 더 우수하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.11a
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• pp.178-182
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• 2007

This paper reviews on the LRE health monitoring and emergency protection system to protect test object engine system and engine test facility, in case of various fault occurrence at LRE testing. General composition and major technical consideration of LRE health monitoring system and emergency protection system are reviewed. Moreover, some application of LRE health monitoring/emergency protection system to development test of major LRE component such as turbopump testing, gas generator and combustion chamber test are reviewed.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.04a
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• pp.217-221
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• 2007

In this study, forced vibrations analysis was performed for main wing of small scale WIG vehicle which is equipped two-stroke pusher type propeller engine, in terms of structural. for the frequency response analysis, excitations were assumed by H-mode(Horizontal mode), X-mode(Twisted mode) which is main vibration mode of engine, and for the transient response analysis, excitations were assumed by L-mode(Longitudinal mode) with propeller thrust which is occurred when it revolution.