1.一種高超聲速飛行器疏導式舵軸防熱結構，其特征在于：將舵軸設計成中空結構，其中空腔的上表面位于舵軸安裝縫隙之上且與舵面之間通過隔熱層隔開，下表面位于機體內部，且下表面與舵機之間通過相變材料或者熱沉隔開；空腔的側壁設置與舵軸母線平行的槽道，毛細芯焊接在槽道表面，空腔內填充工質，通過空腔內工質相變與擴散，將舵軸縫隙處氣動加熱的熱量疏導至整個空腔的內壁；舵軸位于機體內部部分以及舵面部分外表面設置隔熱層。
2.根據權利要求1所述的結構，其特征在于：槽道寬度w和深度h以及相鄰槽道之間的間距結合毛細芯滿足液體在槽道內的毛細力大于工質回流的阻力。
3.根據權利要求1所述的結構，其特征在于：槽道寬度w和深度h以及相鄰槽道之間的間距結合毛細芯滿足傳熱過程中，在舵軸縫隙處的工質連續。
4.根據權利要求2或3所述的結構，其特征在于：在滿足結構強度及剛度的前提下，槽道寬度w小于0.5mm，深度h大于0.4mm，間距小于2mm。
5.根據權利要求1所述的結構，其特征在于：所述的毛細芯的組合形式至少包括不同目數的兩層毛細芯，其中目數低的毛細芯位于外表面。
6.根據權利要求1或2所述的結構，其特征在于：通過下述步驟確定結構的相關尺寸：
第一步，假設無槽道時，根據高超聲速飛行器的工作環境，計算滿足強度及剛度要求的空腔壁厚；
第二步，初始化槽道及毛細芯參數，即槽道寬度w和深度h以及相鄰槽道之間的間距t，毛細芯的目數和組合形式；
第三步，建立滿足槽道及毛細芯參數的中空舵軸傳熱傳質分析模型進行仿真，根據舵軸縫隙處的氣動載荷條件，計算中空舵軸空腔表面的溫度分布；
第四步，根據得到的溫度分布，判斷中空舵軸位于機體內部部分以及位于舵面部分的溫度是否滿足設計要求，若滿足，則當前槽道及毛細芯參數以及空腔壁厚為最終的設計參數；否則轉下一步；
第五步，判斷仿真過程在舵軸縫隙處的工質是否連續，若連續，則減小槽道間距t，從第三步重新執行；若不連續，則減小槽道寬度w或者增大毛細芯的目數或者增加毛細芯的組合層數，從第三步重新執行。
7.根據權利要求6所述的結構，其特征在于：當減小槽道間距時，根據當前槽道參數，根據高超聲速飛行器的工作環境，重新計算滿足強度及剛度要求的空腔壁厚；根據此空腔壁厚執行第三步。
8.根據權利要求6所述的結構，其特征在于：所述的第二步中的初始化參數在如下范圍內選取：槽道寬度w小于0.5mm，深度h大于0.4mm，間距小于2mm，毛細芯目數100-500目。
9.根據權利要求1所述的結構，其特征在于：所述的工質采用堿金屬。
10.根據權利要求1所述的結構，其特征在于：舵軸腔體材料選用鎳基高溫合金，毛細芯材料選用不銹鋼材料。