1.一种气动支杆，其特征在于：包括支杆主体和固定装置，所述的支杆主体为棒状，一端通过固定装置固定于飞行器最前端，一端为游离端，所述的气动支杆的长度和形状根据飞行器前体外形、总体性能指标、峰值干扰热流以及飞行轨迹参数优化设计获得。
2.如权利要求1所述的一种气动支杆，其特征在于：所述的气动支杆的长度大于全飞行轨迹时间内完全烧蚀材料的厚度。
3.如权利要求1所述的一种气动支杆，其特征在于：所述的气动支杆要与飞行器前体区域光滑连接过渡。
4.利用权利要求1-3的一种高超声速飞行器前缘热防护方法，其特征在于：实现步骤如下：
设计气动支杆，并将其固定在飞行器最前端；
设计飞行器的疏导式热防护结构；
根据气动支杆对前缘入射激波影响，分析前缘入射激波对峰值干扰热流的影响，获得影响峰值干扰热流的关键性参数；
通过获得的关键性参数对飞行器前缘区域的局部外形优化来尽量减小飞行器表面的峰值干扰热流；
将获得的飞行器前缘区域经过激波风洞测热试验验证，若验证的结果符合设计的要求，则完成飞行器前缘区域的设计，若验证的结果不符合设计的要求，则根据影响峰值干扰热流的关键性参数进行调整，直到验证的结果符合设计要求；
对优化过的飞行器前缘区域的局部外形完成疏导式热防护结构的设计，并通过选取不同的材料的热疏导方案进行对比，获得降温效果和影响降温效果参数的规律，并获得最佳疏导式热防护结构；
对获得的最佳疏导式热防护结构进行电弧风洞热考核试验，对疏导式热防护结构的降温性能、抗氧化性能、热疏导和抗氧化材料之间的热匹配性等进行验证；
根据热考核试验的结果确定疏导式热防护结构是否设计完成，若热考核试验的结果符合要求，则完成疏导式热防护结构的设计，若热考核试验的结果不符合要求，则返回对气动支杆或疏导式热防护结构进行调整，直到满足热考核试验的要求。
5.如权利要求4所述的一种高超声速飞行器前缘热防护方法，其特征在于：所述的影响峰值干扰热流的关键性参数为：气动支杆前缘入射激波角、飞行器前体干扰部位的物面倾角和曲率半径。