function y=derivrot(u);

global Asat

% **************************************************
% SIMULATION DE LA STABILISATION D'UN SATELLITE PAR 
% GRADIENT DE GRAVITE ET AMORTISSEMENT PAR DES
% MAGNETOCOUPLEURS FONCTIONNANT AVEC DES COMMANDES
% BASEES SUR LA DERIVEE DU CHAMP MAGNETIQUE TERRESTRE
% **************************************************

% ------------------  DEBUT PROGRAMME  ---------------

% ************************************************
% Le vecteur d'entrée pour le traitement du système
% différentiel est à 7 composantes.
%
%	u(1)=p    rotation absolue satellite sur x
%	u(2)=q    ...........................sur y
%	u(3)=r    ...........................sur z
%
%	u(4)=q0   Première composante du quaternion
%	u(5)=q1   Deuxième ........................
%	u(6)=q2   Troisième .......................
%	u(7)=q3   Quatrième .......................

% *********** Detail de la fonction****************
% ELLE PERMET LE CALCUL DU SECOND MEMBRE DE L'EQUATION 
% TMC, NE CONCERNANT QUE LA MATRICE D'INERTIE Asat ET 
% LE VECTEUR ROTATION INERTIEL DE COMPOSANTES p q r

% **************************************************

 % vecteur rotation inertiel sur x y z ( dim 3 vert )

 p=u(1);q=u(2);r=u(3);omega=[p q r]'; 

 % Moment cinétique en axes satellite ( dim 3 vert)

 mom_cin=Asat*omega;

 vect(1:3)=omega;vect(4:6)=mom_cin;

 deriv_rot0=-prodvect(vect);

 deriv_rot=inv(Asat)*deriv_rot0;

% Sortie de la fonction( dim 3 vert)

y=deriv_rot;

end

% *******************************************************