本文以某型号多旋翼无人机由于动力输出产生振动导致在飞行中出现不稳定状态为背景,针对控制系统的惯性测量单元在工作时受振动影响,测量精度会下降的问题,进行了控制系统隔振方法的研究,并根据外部激励的频率设计了相应的隔振系统。首先,根据隔振基本原理和隔振器的布局方式,将隔振系统看作六自由度单质体,对此系统建立动力学数学模型并进行振动特性研究。解此微分方程,得到隔振系统稳态响应的表达式,从而得到隔振系统各个方向的传递函数曲线。其次,通过对参数化传递函数曲线的分析,得到隔振系统各个参数的取值范围,并根据任务要求,给出合理的隔振系统参数。按照隔振要求,给出减振器设计尺寸。再次,根据设计尺寸进行三维建模,并利用有限元软件对系统进行动力学仿真实验。通过模态分析,得到系统六自由度下的固有频率;通过谐响应分析,得到在给定频率段下,各个方向的幅频曲线;通过垂直方向的瞬态动力学分析,得到小冲力下时间位移曲线。最后,对隔振系统在垂直方向上进行正弦定频和扫频试验。经过扫频试验数据分析得到,隔振系统固有频率为24.95Hz,共振放大率1.95,在35.3Hz进入隔振区。经定频试验数据分析得,在小振幅下,80Hz的外部频率振动隔振率达到6~7倍。通过以上方法得到设计固有频率为28Hz,与仿真分析26.4Hz和试验结果24.95Hz的误差在10%,理论与试验结果基本一致。由试验结果可知,当振动频率大于35.3Hz时进入隔振区,且隔振效果较好。因为受迫振动频率与振源相同,36Hz以上振源可用此隔振系统。该型号无人机振源来自发动机转速,转速为4200rpm~6000rpm,大于2160rpm,因此,隔振系统适用于该型号无人机。