function y=omegaabs(u);

global vitesse_rotation Asat

% Le vecteur d'entrée est en colonne à 8 composantes:
%   Les 4 premières du quaternion d'attitude Q
%   Les 4 dernières de la dérivée temporelle du quaternion Q

% Le programme reconstitue le vecteur rotation du repère satellite
% par rapport au repère iorbital, ceci dans le but de vérifier que
% l'intégration est correcte. Expression en repère satellite

% Les 2 vecteurs rotation diffèrent de w0 Y du au mouvement orbital

% omega_quat+w0Y=omega_inertiel donc donne  (p q r)

quat=u(1:4);
deriv_quat=u(5:8);


% Calcul du transposé de Q

Qbarre(1)=quat(1);

Qbarre(2:4)=-quat(2:4);


% On calcule le produit quaternionique 2*Qbarre*Dérivée Q 

omega_quat=2*prodquat(Qbarre',deriv_quat);


% Vecteur colonne de la rotation satellite par rapport au repère orbital

omeg(1:3)=omega_quat(2:4);
omega_orbital=omeg';


% Il  reste à ajouter la rotation w0Y

% or voir le cours sur les quaternions

Y1=2*(quat(2)*quat(3)+quat(1)*quat(4));
Y2=2*(quat(1)^2+quat(3)^2-1);
Y3=2*(quat(3)*quat(4)-quat(1)*quat(2));

 Y=[Y1 Y2 Y3]';

omega0=vitesse_rotation*Y;


y=omega_orbital+omega0;



end