1.一种基于单框架控制力矩陀螺的电推进装置推力反演方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
步骤1：建立卫星本体坐标系和框架坐标系，卫星沿+X、+Y和+Z轴方向安装正交构型的单框架控制力矩陀螺控制卫星姿态，其中，在卫星本体上安装电推进装置，采用单框架控制力矩陀螺作为姿态控制系统执行机构；
步骤2：卫星姿态处于三轴稳定状态时，上行遥控指令控制电推进装置点火T秒，通过卫星携带的陀螺、转子和框架伺服系统，实时测量遥测数据，所述遥测数据包括卫星本体角速度、框架角速度、框架旋转角度和转子的转速；
步骤3：建立采用单框架控制力矩陀螺作为姿态控制系统执行机构的卫星姿态动力学模型，并在模型中引入框架的旋转角速度和框架旋转角度；
步骤4：利用电推进装置点火中T1秒内的卫星姿态动力学方程与点火前T0秒内的卫星姿态动力学方程作差，得到电推力矩的解析表达式；
步骤5：记录电推进装置点火前T0秒和点火中T1秒内的遥测数据，利用最小二乘法拟合数据，计算得到电推进装置产生的电推力矩；
步骤6：利用电推进装置产生的电推力矩计算推力；
步骤7：计算推力偏差，判断偏差范围，最终确定电推进装置产生的推力。
2.根据权利要求1所述的一种基于单框架控制力矩陀螺的电推进装置推力反演方法，其特征在于，步骤1中，电推进装置在卫星本体上偏置安装，推力不经过卫星质心；卫星正交安装三个单框架控制力矩陀螺作为卫星姿态控制系统的执行机构。
3.根据权利要求1所述的一种基于单框架控制力矩陀螺的电推进装置推力反演方法，其特征在于，步骤3中，建立采用单框架控制力矩陀螺作为姿态控制系统执行机构的卫星姿态动力学模型为：
3×1
其中，hb＝[hbi]∈R 为卫星本体的角动量， 为卫星本体的角动量变化
3×1 3×1
率，hw＝[hwi]∈R 为单框架力矩陀螺的角动量，ωbi＝[ωbi]∈R 为卫星本体坐标系相对
3×1 3×1
于地球惯性坐标系的角速度，ωri＝[ωri]∈R 为框架角速度，ME＝[MEi]∈R 为外部力矩；
根据卫星及动量轮惯性特性，卫星姿态动力学模型进一步写为：
3×1 3×1
其中，J＝[Ji]∈R 为卫星本体转动惯量，J0＝[J0i]∈R 为转子的转动惯量，
3×1
为卫星本体坐标系相对于地球惯性坐标系的角速度变化率，ωf＝[ωfi]∈R 为转子的角速度，θri为框架旋转角度，转子角动量与转速的关系为hω＝kR，k为转子惯量特性系数，R＝ωf/2π为转子的转速。
4.根据权利要求1所述的一种基于单框架控制力矩陀螺的电推进装置推力反演方法，其特征在于，步骤4中，电推进装置点火前T0秒内，卫星姿态动力学方程为：
其中， 表示电推进装置点火前T0秒内的卫星本体平均角速度，
表示点火前T0秒内转子的平均角速度， 表示点火前T0秒内的
框架平均角速度，θri0为点火前T0秒内的框架旋转角度， 表示点火前T0秒内的转子平均转速， 表示点火前T0秒内的卫星本体角速度变化率，Md＝
3×1
[Mdi]∈R 为空间环境的干扰力矩；
电推进装置点火中T1秒内，卫星姿态动力学方程为：
其中， 表示电推进装置点火中T1秒内的卫星本体平均角速度，
表示点火中T1秒内的转子的平均角速度， 表示点火中T1秒内
的框架平均角速度，θri1为点火中T1秒内的框架旋转角度， 表示点火中T1秒内的转子平均转速， 表示点火中T1秒内的卫星本体角速度变化率，Me＝
3×1
[Mei]∈R 表示电推进装置产生的力矩；
电推进装置点火中T1秒内与点火前T0内的卫星姿态动力学方程作差值，得到电推力矩解析表达式：
5.根据权利要求1所述的一种基于单框架控制力矩陀螺的电推进装置推力反演方法，其特征在于，步骤5中，记录电推进装置点火前T0秒和点火中T1秒内的遥测数据，利用最小二乘方法拟合所述遥测数据，得到卫星本体平均角速度、角速度变化率、框架平均角速度、框架旋转角度和转子的平均转速，代入步骤4的电推力矩解析表达式计算电推进装置产生的电推力矩。
6.根据权利要求1所述的一种基于单框架控制力矩陀螺的电推进装置推力反演方法，其特征在于，步骤6中，电推进装置在X轴、Z轴方向对卫星产生电推力矩，利用X轴方向的电推力矩计算推力： 利用Z轴方向的电推力矩计算推力：
7.根据权利要求1所述的一种基于单框架控制力矩陀螺的电推进装置推力反演方法，其特征在于，步骤7中，根据X轴Z轴两种方式计算推力的结果解算偏差：
若|D|≤5％则认为推力测算准确，得到电推进装置推力|F|＝(|F1|+|F2|)/2；否则重新下达电推进装置开机点火指令，重复步骤3～步骤7再次进行推力测算。