1.一种飞机舵机电动伺服系统多余力矩抑制方法，其特征在于，包括以下步骤：根据飞机舵机电动伺服系统工作原理搭建飞机舵机电动伺服系统的整体数学模型；

根据整体数学模型对多余力矩干扰进行特性分析；

根据分析结果构造复合控制器，通过所述复合控制器对多余力矩进行抑制；

所述根据飞机舵机电动伺服系统工作原理搭建飞机舵机电动伺服系统的整体数学模型包括以下步骤：构建飞机舵机电动伺服系统，所述飞机舵机电动伺服系统包括控制器(1)，其信号输出端依次连接数模转换电路(2)、信号调理电路(3)和PWM驱动器(4)；

所述PWM驱动器(4)的信号输出端依次通过无刷直流电机(5)、金属橡胶缓冲弹簧(6)与飞机舵机(7)相连接；

所述飞机舵机(7)依次通过力矩传感器(8)、所述信号调理电路(3)和数模转换电路(2)与所述控制器(1)的信号输入端相连接；

所述飞机舵机(7)还通过旋转编码器(9)与所述控制器(1)的信号输入端相连接；

所述旋转编码器(9)实时采集飞机舵机(7)的角位置信号θ，所述控制器(1)接收角位置信号θ，并将角位置信号θ与加载梯度相乘得到力矩加载指令；所述力矩传感器(8)获得实际加载力矩信号，形成闭环反馈控制；所述控制器(1)的控制信号经与力矩加载指令比较得到调节误差e，并对调节误差e进行数字式PID整定及前馈补偿，获得数字控制信号；经由PWM驱动器(4)进行信号转换、功率放大后输出到无刷直流电机(5)，产生加载力矩，并通过金属橡胶缓冲弹簧(6)加载到飞机舵机(7)上，飞机舵机(7)根据控制信号进行相应运动；

根据所述飞机舵机电动伺服系统的工作原理搭建飞机舵机电动伺服系统的整体数学模型；

根据所述整体数学模型推导得到系统传递函数为：

T1＝CmKLUm(s)            (2)式中，Ra为定子每相电阻，La为定子电流自感；M为定子绕相间互感；KT为电机转矩系数；

Te为电磁转矩；Tl为负载转矩；Jm为电动机转动惯量；Bm为阻尼系数；Cm为力矩常数；Kr为角度转换系数，且Kr＝‑57.3；

由式(1)至式(3)可知，施加到飞机舵机电动伺服系统上的力矩由T1和T2两部分组成；其中，T1是由无刷直流电机控制的指令力矩；T2是由舵机强位置扰动引起的多余力矩，与舵机转速有关；

所述根据整体数学模型对多余力矩干扰进行特性分析的分析过程如下：根据所述整体数学模型，将多余力矩表达式中与相应干扰项相乘的多项式系数定义为干扰系数，角速度干扰系数v为：ν＝CeCmKL+BmKLRa    (4)

角加速度干扰系数aω和角加速度变化率干扰系数 与系统加载频率f有关，即：aω＝f×(JmRa+BmLa)KL    (5)分别对角速度干扰比ηv、角加速度干扰比 角加速度变化率干扰比 进行计算，如下：所述复合控制器由前馈控制补偿器和反馈控制器构成，所述反馈控制器为改进的超螺旋滑模控制器；

所述前馈控制补偿器的传递函数为：

所述改进的超螺旋滑模控制器的输出为：

式中，0＜α＜1，0＜δ＜1，η＝1，ψ＝0.008。