임무장비의 극저온 유지를 위한 우주용 냉각기, 위성의 자세제어용 엑츄에이터인 플라이 휠, 자세정보 제공을 위한 기계식 자이로, 안테나의 기계적 구동이 가능한 짐발식 안테나, 태양전지판의 태양추적 구동기 등과 같이 기계적 회전 또는 병진 구동부를 갖는 탑재장비는 목적하는 기능을 구현함과 동시에 미소진동을 수반한다. 이러한 진동발생원으로부터의 진동외란은 그 크기가 극히 미소함에도 불구하고 정밀 지향성능이 요구되는 고해상도 관측위성의 영상품질을 저하시키는 주요 원인으로 작용한다.

  따라서 고해상도 영상정보 충족을 위해서는 일반적으로 상기의 진동발생원에 저 강성 탄성 지지구조를 형성하는 진동 절연기를 배치하여 목적하는 미소진동 절연성능을 확보하지만, 극한 진동하중을 유발하는 발사환경에서는 저강성 탄성 지지된 진동발생원 및 진동절연기 자체의 구조건전성 확보에 어려움이 존재한다. 이를 극복하기 위해 추가적인 발사구속장치의 적용이 요구되나, 발사구속장치 적용 시 시스템의 복잡화 및 신뢰도 측면에서 단점이 존재하며, 시스템 전체의 무게증가, 발사구속장치 작동 시 수반되는 충격에 의한 임무장비 파손의 위험성, 분리장치 구속해제 실패 시 궤도상 미소진동절연이 불가한 단점이 존재한다.

  이러한 단점을 극복하고자 본 연구실에서는 의탄성 형상기억합금의 특성을 이용하여 추가적인 발사구속장치의 적용 없이도 발사환경과 궤도환경이라는 상이한 진동환경에서 진동절연 성능보장이 가능한 수동형 진동절연시스템에 대해 연구를 수행중이며, 이를 우주용 냉각기와 리액션 휠에 적용하여 발사/궤도미소 진동시험을 통해 설계의 유효성을 입증하였다.