function y=jw_rotot(u);

global Asat jroue

% **************************************************
% 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
% **************************************************
%
% Cette fonction calcule le couplage roue - satellite
% dans le calcul de la dérivée de la rotation (p q r )

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

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

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% Le vecteur d'entrée pour le traitement du système
% différentiel est à 8 composantes.
%
%       u(1)=vitesseroue (rd/s )
%	u(2)=p    rotation absolue satellite sur x
%	u(3)=q    ...........................sur y
%	u(4)=r    ...........................sur z
%
%	u(5)=q0   Première composante du quaternion
%	u(6)=q1   Deuxième ........................
%	u(7)=q2   Troisième .......................
%	u(8)=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

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%  Vitesse de la roue en rd/s 

vitesseroue=u(1);

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

 p=u(2);q=u(3);r=u(4);

 % Moment cinétique de la roue en axes satellite 

 mom_cin_roue=jroue*vitesseroue;                                                        

 cplomegaroue=mom_cin_roue*[r 0 -p]';                     % Termes de couplage roue/rotation

 couplage=inv(Asat)*cplomegaroue;                         % Termes exprimés dans le second membre des équations
                                                          % en p q r

% Sortie de la fonction( dim 3 verticale)

y=couplage;

end

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