惯性导航系统能够通过惯性装置自主提供运载体的加速度、速度、姿态等导航信息,是一种真正意义上的自主导航系统。随着MEMS技术的发展,微惯性导航系统应运而生。然而,微惯性导航系统中的惯性器件与运载体直接固联,而运载体在飞行过程中受到多种因素的振动激励,致使微惯性器件的误差增大,大大降低导航精度。所以,研究MIMU系统的减振结构及其动力学特性是十分必要的。本文对蝶翼式硅微陀螺MIMU组合进行了减振设计,并从理论、仿真、以及试验三部分进行详细的研究和分析,主要研究内容如下:首先分析了MIMU组件的减振布局理论,设计了总体减振系统方案。分析了MIMU减振系统在实际运用环境中的振动特性,根据简化分析得到了减振系统的单自由度系统模型,建立了动力学微分方程,并进行了动力学响应分析。其次运用MSC.Patran/Nastran软件对所设计的MIMU减振系统进行了结构动力学仿真分析。针对MIMU组合的实际应用环境对此减振模型进行了模态分析、随机振动分析以及冲击响应分析等有限元仿真分析。经过分析,减振后的固有频率相比减振前大大减小,减振设计能够隔离掉对系统有害的振动噪声。最后在以上分析的基础上进行了实验验证。对蝶翼式硅微陀螺MIMU减振系统分别进行了振动实验和冲击实验,验证了MIMU减振系统符合使用力学环境条件和控制系统提出的相关要求的情况。实验结果说明蝶翼式硅微陀螺MIMU的减振结构设计是合理可行的。通过将实验结果与仿真分析结果对比,验证了本文中的减振系统设计及其动力学分析技术途径可行,设计结果正确。