1.一种高超声速飞行器疏导式舵轴防热结构，其特征在于：将舵轴设计成中空结构，其中空腔的上表面位于舵轴安装缝隙之上且与舵面之间通过隔热层隔开，下表面位于机体内部，且下表面与舵机之间通过相变材料或者热沉隔开；空腔的侧壁设置与舵轴母线平行的槽道，毛细芯焊接在槽道表面，空腔内填充工质，通过空腔内工质相变与扩散，将舵轴缝隙处气动加热的热量疏导至整个空腔的内壁；舵轴位于机体内部部分以及舵面部分外表面设置隔热层。
2.根据权利要求1所述的结构，其特征在于：槽道宽度w和深度h以及相邻槽道之间的间距结合毛细芯满足液体在槽道内的毛细力大于工质回流的阻力。
3.根据权利要求1所述的结构，其特征在于：槽道宽度w和深度h以及相邻槽道之间的间距结合毛细芯满足传热过程中，在舵轴缝隙处的工质连续。
4.根据权利要求2或3所述的结构，其特征在于：在满足结构强度及刚度的前提下，槽道宽度w小于0.5mm，深度h大于0.4mm，间距小于2mm。
5.根据权利要求1所述的结构，其特征在于：所述的毛细芯的组合形式至少包括不同目数的两层毛细芯，其中目数低的毛细芯位于外表面。
6.根据权利要求1或2所述的结构，其特征在于：通过下述步骤确定结构的相关尺寸：
第一步，假设无槽道时，根据高超声速飞行器的工作环境，计算满足强度及刚度要求的空腔壁厚；
第二步，初始化槽道及毛细芯参数，即槽道宽度w和深度h以及相邻槽道之间的间距t，毛细芯的目数和组合形式；
第三步，建立满足槽道及毛细芯参数的中空舵轴传热传质分析模型进行仿真，根据舵轴缝隙处的气动载荷条件，计算中空舵轴空腔表面的温度分布；
第四步，根据得到的温度分布，判断中空舵轴位于机体内部部分以及位于舵面部分的温度是否满足设计要求，若满足，则当前槽道及毛细芯参数以及空腔壁厚为最终的设计参数；否则转下一步；
第五步，判断仿真过程在舵轴缝隙处的工质是否连续，若连续，则减小槽道间距t，从第三步重新执行；若不连续，则减小槽道宽度w或者增大毛细芯的目数或者增加毛细芯的组合层数，从第三步重新执行。
7.根据权利要求6所述的结构，其特征在于：当减小槽道间距时，根据当前槽道参数，根据高超声速飞行器的工作环境，重新计算满足强度及刚度要求的空腔壁厚；根据此空腔壁厚执行第三步。
8.根据权利要求6所述的结构，其特征在于：所述的第二步中的初始化参数在如下范围内选取：槽道宽度w小于0.5mm，深度h大于0.4mm，间距小于2mm，毛细芯目数100-500目。
9.根据权利要求1所述的结构，其特征在于：所述的工质采用碱金属。
10.根据权利要求1所述的结构，其特征在于：舵轴腔体材料选用镍基高温合金，毛细芯材料选用不锈钢材料。