1.一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S10.建立全弹六分量气动力系数数据库和控制舵面铰链力矩系数数据库；所述六分量气动力系数数据库为导弹在不同飞行状态下的轴向力系数C A 、侧向力系数C Y 、法向力系数C N 、滚转力矩系数C l 、俯仰力矩系数C m 和偏航力矩系数C n ；所述飞行状态由不同飞行状态参数表示，所述的飞行状态参数包括马赫数M、攻角α、侧滑角β和舵偏角δ；所述铰链力矩系数数据库为导弹在不同飞行状态下，控制舵面上对舵轴的铰链力矩系数；S20.根据总体飞行任务剖面需求，获得导弹飞行的设计弹道；所述设计弹道为一组随时间变化的飞行状态参数；S30.在设计弹道的基础上进行多因素拉偏仿真，得到设计弹道包线范围；所述的多因素包括导弹质量、导弹惯量、发动机推力、轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数；S40.根据设计弹道包线范围，计算舵机承受的铰链力矩值；S50.比较设计弹道包线范围内的铰链力矩值，选取绝对值最大的铰链力矩值作为设计铰链力矩；步骤S20中包括以下步骤：S21.根据总体飞行任务剖面需求，获得一组随飞行时间变化的设计任务参数，所述设计任务参数包括导弹质量m t 、导弹惯量I t 、发动机推力T t ；S22.根据步骤S21的设计任务参数进行飞行仿真计算，根据弹道配平控制设计舵偏角随时间的实时变化，从而获得一组随时间变化的飞行状态参数[M t ，α t ，β t ，δ t ]，将其定义为设计飞行状态参数，其中t=0，1，2，...，T；0为导弹起飞时刻，T为导弹掉落时刻；S23.根据设计飞行状态参数对步骤S11所建立的六分量气动系数进行多维插值，获得一组随时间变化的六分量气动系数，定义为设计气动系数；F t =f 0 （M t ，α t ，β t ，δ t ），其中，f 0 为插值函数；F t 取值为C At 、C Yt 、C Nt 、C lt 、C mt 、C nt 中的任意一个，C At 、C Yt 、C Nt 、C lt 、C mt 、C nt 分别为t时刻的轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数；S24.将所述设计任务参数m t 、I t 、T t 和所述设计气动系数C At 、C Yt 、C Nt 、C lt 、C mt 、C nt 作为弹道设计的输入参数，进行飞行仿真计算，得到所述设计弹道；所述设计弹道为一组随时间变化的飞行状态参数[M st ，α st ，β st ，δ st ]，t=0，1，2，...，T；其中，M st ，α st ，β st ，δ st 分别为t时刻的设计马赫数、攻角、侧滑角和舵偏角；步骤S30中包括以下步骤：S31.进行设计弹道参数拉偏，得到设计弹道参数拉偏值范围；m tδ ∈(m t -δ mt ，m t +δ mt )；I tδ ∈(I t -δ It ，I t -δ It )；T tδ ∈(T t -δ Tt ，T t +δ Tt )；C Atδ ∈(C At -δ CAt ，C At +δ CAt )；C Ytδ ∈(C Yt -δ CYt ，C Yt +δ CYt )；C Ntδ ∈(C Nt -δ CNt ，C Nt +δ CNt )；C ltδ ∈(C lt -δ Clt ，C lt +δ Clt )；C mtδ ∈(C mt -δ Cmt ，C mt +δ Cmt )；C ntδ ∈(C nt -δ Cnt ，C nt +δ Cnt )；其中，m tδ 、I tδ 、T tδ 、C Atδ 、C Ytδ 、C Ntδ 、C ltδ 、C mtδ 、C ntδ 分别为导弹质量、导弹惯量、发动机推力、轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数的拉偏值；δ mt 、δ It 、δ Tt 、δ CAt 、δ CYt 、δ CNt 、δ Clt 、δ Cmt 、δ Cnt 分别为导弹质量、导弹惯量、发动机推力、轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数的拉偏系数；S32.对所述设计弹道参数拉偏值范围进行蒙特卡洛打靶分析，得到N组随机抽样的参数值[m tδ-i 、I tδ-i 、T tδ-i 、C Atδ-i 、C Ytδ-i 、C Ntδ-i 、C ltδ-i 、C mtδ-i 、C ntδ-i ]，其中，2≤i≤N， N为自然数；S33.将[m tδ-i 、I tδ-i 、T tδ-i 、C Atδ-i 、C Ytδ-i 、C Ntδ-i 、C ltδ-i 、C mtδ-i 、C ntδ-i ]作为输入参数，进行飞行仿真计算，获得设计弹道包线范围，所述设计弹道包线范围包括N组随时间变化的飞行状态参数 ；步骤S40包括以下步骤：S41.将步骤S33得到的设计弹道包线范围，采用多维差值方法，根据步骤S10获得的铰链力矩系数数据库，对飞行状态进行插值，获得设计导弹包线内的铰链力矩系数 ，i=2，3，4，...，N；f 0 为插值函数；S42.根据设计弹道包线范围内的铰链力矩系数，计算设计弹道包线内的铰链力矩； ；其中，MJ it 为第i飞行弹道t时刻飞行状态时的铰链力矩，单位为牛米，Q it 为第i飞行弹道的t时刻的飞行动压，S为铰链力矩系数无量纲化参考面积，L为铰链力矩系数无量纲化参考长度；飞行动压Q it 采用以下公式进行计算： ，其中，ρ为大气密度、V b 为声速，M it 为第i弹道t时刻对应的马赫数。
2.根据权利要求1所述的一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，其特征在于，还包括计算不同控制舵面的铰链力矩值，选取不同控制舵面上绝对值最大的铰链力矩。
