Кашкин В.Б., Сухинин А.И. Дистанционное зондирование Земли из космоса. Цифровая обработка изображений

Подождите немного. Документ загружается.

uiи интенсивность отражения в пределах сантиметрового диапазона

ристет приблизительно обратно пропорционально длине волны, а для

редкой растительности

—

обратно пропорционально ее квадрату.

Для работы

радиодиапазоне весьма важна

поляризация

отражен-

|§|

Ной волны

—

направление вектора напряженности электрического no-

li ли Е. РЛС может излучать сигналы с горизонтальной поляризацией

Лектор £ расположен горизонтально) либо с вертикальной (вектор Е

«положен вертикально), а иногда применяют оба вида поляриза-

и: горизонтальную на одной длине волны, вертикальную

—

на дру-

Отраженная от объекта волна может частично менять свою поля-

зацию, поэтому приемная антенна спутника нередко построена так,

ы принимать сигналы

двумя видами поляризации на каждой ча-

е. Сравнивая эти сигналы,

т.е.

оценивая анизотропию поляризации

Гнала, можно получить дополнительные сведения об объекте, его

уктуре

электрофизических характеристиках. Если средства дистан-

юнного зондирования оптического диапазона наиболее эффективны

и изучении растительности, обнаружении пожаров, оценке темпера-

ы поверхности, то активные средства, работающие

радиодиапазо-

, перспективны для получения сведений о почве и геологических

уктурах, при изучении

водоемов,

льдов на суше

на

воде,

океано-

'ии и несколько

меньшей степени для изучения растительности. Ка-

во

радиолокационной съемки не зависит

от

освещенности поверх-

и Земли

и от

наличия облачного покрова, что выгодно отличает эти

емы от оптических средств дистанционного зондирования.

Космические платформы, оснащенные бортовыми радиолокатора-

—

наиболее дорогостоящие, крупногабаритные и массивные спут-

ки из всех аппаратов, предназначенных для исследования Земли.

этом смысле рекордсменом был спутник «Алмаз-1 А» с когерентной

С БО, имевший массу

18,55 т.

Отметим, что

на

спутники одновремен-

с RJIC БО, как правило, устанавливают

аппаратуру дистанционно-

зондирования оптического диапазона.

К средствам активного радиолокационного зондирования относят

кже высотомеры и скаттерометры. Радиолокационные высотомеры

рименяютдля измерения высотного профиля подстилающей поверх-

:ти с точностью

2—8

см

для получения информации о форме мор-

Ой поверхности, гравитационных аномалиях, высоте волн, скоро-

ветра, уровнях приливов, скорости поверхностных

течений,

ледовом

рове и т.д.

Принцип действия скаттерометров (измерителей характеристик

1Ссеяния) основан на зависимости эффективной площади рассея-

ИЯ

морской поверхности и ее анизотропии от скорости и направле-

я ветра. Основным назначением их является определение синопти-

Река

Направление движения

Почва

после дождя

- Почва спустя

два дня после дождя

Рис.

1.17. Радиояркостные температуры участка поверхности, снятые

высоты 50м(Л

см,

вертикальная поляризация)

ческого поля ветра, что

не

требует высокого пространственного разре-

шения; скаттерометры создаются на основе

РЛС

с непрерывным излу-

чением.

заключение кратко остановимся на

пассивном

радиотехническом

методе наблюдения земной поверхности из космоса

—

радиометриче-

ском зондировании в микроволновом диапазоне (частоты 1—100 ГГц).

Как и приборы дальнего ИК-диапазона, радиометры регистрируют

собственное тепловое излучение поверхности

(рис.

1.17).

Обычно

их

ка-

либруют

радиационных (радиояркостных) температурах

По срав-

нению с зондированием в

К-области спектра радиометрический ме-

тод обладает важными преимуществами: возможностью получения

информации о параметрах верхнего слоя грунта (например, о влажно-

сти на глубинах до 1—2 м), о параметрах ледяного покрова, морского

волнения и др. В этом диапазоне волн атмосфера практически про-

зрачна. По сравнению с

И К

в радиодиапазоне наблюдаются значи-

тельные яркостные контрасты при одинаковых температурах объек-

тов.

Вместе

с тем

радиометрическим методам свойственны

принципи-

альные недостатки: меньшее угловое разрешение, чем при инфракрас-

ной радиометрии, а также более низкая абсолютная точность измере-

ния температуры, так как в соответствии с формулой Планка при

обычной температуре плотность потока мощности излучения в ИК-ди-

апазоне во много раз больше, чем в микроволновом.

I 13. Спутниковые методы исследования атмосферы

Искусственные спутники Земли позволяют

не

только наблюдать из

мк'моса поверхность

суши,

водоемов

облаков, ной определятьсред-

гншми оптической спектроскопии концентрацию некоторых газов

и а >розолей.

F-стественные и антропогенные примеси, вызывающие локальное

шгрязнение территорий, могут разноситься потоками воздуха по все-

му

земному

шару.

Например, выбросы Норильского горно-металлурги-

ческого комбината заметны на Аляске и в Канаде, в Японии идут кис-

лотные дожди из-за промышленных выбросов

Китае. Основная роль

выявлении глобального загрязнения атмосферы отводится спутнико-

1ым методам. Для оценивания содержания малых

газов,

С0

аэрозо-

лей используют спутниковые спектрофотометры.

На

рис.

1.18, постро-

енном по данным спутника TOMS/ЕР за

октября 1994 г., видны

выбросы S0

при извержении вулкана Ключевская сопка (отмечена

крестом), Норильского комбината (стрелка) и выбросы из Китая (вни-

jy рисунка).

Спектрофотометры УФ- и видимого диапазонов регистрируют ин-

тенсивность рассеянного «назад» излучения Солнца. Спектрофотоме-

тры ИК-диапазона фиксируют интенсивность прошедшего через атмо-

i е>

•'О.

Рис.

1.18. Карта выбросов SO?

по

спутниковым данным за

октябри

1994

г.

if. Заказ № 2500.

сферу теплового излучения от поверхности Земли и облаков. Частицы

аэрозолей, как правило, имеющие несферическую

форму,

под

действи-

ем воздушных потоков ориентируются приблизительно в одном на-

правлении, поэтому солнечный

свет,

рассеянный аэрозолями, имеет эл-

липтическую поляризацию. Измеряя характеристики поляризации

рассеянного излучения, можно оценить концентрацию аэрозолей.

При определении спутниковыми методами общего содержания

озона 0

(ОСО)

атмосфере используются интенсивные полосы погло-

щения озона в УФ- и ИК-областях.

1.4. ДИСТАНЦИОННОЕ ЗОНДИРОВАНИЕ ЗЕМЛИ ИЗ КОСМОСА

1.4.1.

Орбиты спутников

Траектория движения искусственного спутника Земли называется

его орбитой. При выключенных маршевых реактивных двигателях сво-

бодное движение спутника под действием гравитационных сил и по

инерции подчиняется законам небесной механики. Считая

Землю

стро-

го сферической с равномерным распределением массы внутри нее,

действие гравитационного поля Земли единственной

силой,

действу-

ющей на спутник, можно решить так называемую

задачу

Кеплера,

ко-

торая сводится

уравнению кривой второго порядка

—

эллипса (или ок-

ружности

—

частного случая эллипса):

r/dt

-ymMt/r\

(1.10)

где т

—

масса спутника, М-

5,976

•

г —

масса Земли, г

—

радиус-

вектор, соединяющий спутник и центр Земли, г

—

его модуль,

у =

= 6,67-10~

/гс

—

гравитационная постоянная. Решая уравнение

в полярных координатах

г,

v, получаем

/•=/>/(l + ecosv). (1.11)

Эллиптическая орбита, по которой вращается спутник

(рис.

1.19, где

вточке Sнаходится спутник, а вточке

G—

Земля), характеризуется сле-

дующими параметрами:

а =

АО

и b

ОС — большая и малая полуоси

эл-

липса; е-{\ -

(а

— эксцентриситет

орбиты;

угол

/7G5—

угловая

координата v радиуса-вектора (так называемая

истинная

аномалия);

фокальный

параметрр~

/а;р-

/ут

М,

где К— момент количества

движения спутника. К параметрам орбиты спутника относится также

Рис.

1.19. Эллиптическая орбита

период обращения

Т— время

между двумя

последовательными прохож-

дениями одной

той

же

точки орбиты.

В рамках задачи Кеплера спутник движется в

плоскости

орбиты,

проходящей через центр

Земли.

так называемой

абсолютной или

звезд-

ной

системе координат плоскость орбиты неподвижна. Абсолютная си-

стема

— это

декартова система координат

началом в центре Земли, не-

подвижная относительно звезд. Ось Zнaпpaвлeнa вдоль оси вращения

Земли и указывает на север, ось А'направлена на точку весеннего рав-

ноденствия, в которой находится Солнце

марта в

0 ч

по всемирно-

му времени, а ось ^перпендикулярна осям Хп Z.

общем случае плоскость орбиты пересекается с плоскостью эква-

тора Земли по так называемой линии

узлов

(см.

рис.

1.19).

Точка

В,

в ко-

торой орбита пересекает плоскость экватора при движении спутника

с юга на север, называется

восходящим узлом

орбиты,

точка Я пересече-

ния при движении спутника с севера на юг

—

нисходящим

узлом.

Поло-

жение восходящего узла определяется

долготой

восходящего

узла,

т.е.

уг-

лом £> между восходящим узлом и точкой весеннего равноденствия,

отсчитываемым против часовой стрелки, если смотреть со стороны

Северного полюса. Для линии узлов задают два

угла в

плоскости орби-

ты.

Угол

со —

угловое расстояние, отсчитываемое от восходящего узла

в плоскости орбиты до

перигея орбиты

П,

т.е. ближайшей к Земле точ-

ки орбиты спутника;

со

называют

аргументом

перигея.

Угол

/ между

пло-

скостью орбиты и плоскостью экватора, называемый

наклонением

ор-

биты,

отсчитывается от плоскости экватора с восточной стороны

восходящего узла

орбиты,

против

движения часовой стрелки. Понакло-

нению

различаю!

жваториальные

(/=

0°),

полярные

(/=90°)

и наклонные

(0 <

/' <

90°, 90 < /

180°) орбиты.

Долгота восходящего узла

Q.,

наклонение /и аргумент перигея

со

ха-

рактеризуют положение плоскости орбиты

и ее

ориентацию

простран-

стве.

Форму

размер орбиты задают фокальный параметр р

эксцен-

триситет е. Для привязки движения спутника ко времени в число

элементов вводится время прохождения спутником точки начала отсче-

та

(

Совокупность параметров

Q.,

со,

р, е, t

называется кемеровски-

ми элементами

или

элементами

орбиты.

Зная параметры

С1,

со,

/, р, е

положение спутника на орбите в мо-

мент

можно найти это положение

в любой

другой момент времени

/].

Пусть

спутник

дви-

жется вокруг Земли G

по эллиптической ор-

бите.

Проведем

из

цен-

тра этой орбиты

ок-

ружность радиусом,

равным большой полу-

оси эллипса

(рис.

1.20).

Предположим, что

в момент

/„

спутник на-

ходился в перигелии

орбиты Я, а в момент

сместился в точку S.

Угол ffGS (между на-

правлением на перигелий

радиусом-вектором), как указывалось, на-

зывается

истинной аномалией v в

момент f

. Проведем через впрямую,

перпендикулярную к оси 0/7

пересекающуюся

точке Рс окружно-

стью.

Угол

ПОР

называется

эксцентрической аномалией

момент /

Представим теперь

точку,

которая выходит из перигелия одновремен-

но со спутником

движется по окружности равномерно со скоростью,

равной средней скорости движения спутника по орбите. Эта средняя

скорость называется

средним движением

и равна п =

360°/

Т,

где Т

—

период обращения. Если в момент

такая

точка займет положение Р',

то угол

ПОР'

будет равен М=

- t

). Эта величина называется

сред-

ней аномалией

в момент /

- Решая трансцендентное уравнение

Рис.

1.20. Диаграмма, иллюстрирующая иычиеление

положения спутника

Е—

esin£= M,

называемое уравнением Кеплера, можно найти эксцентрическую ано-

малию

Е.

Истинная аномалия

характеризующая положение спутни-

ки на орбите в абсолютной системе координат в момент /

, связана с Е

и жсцентриситетом

соотношением

tgv/2

[(l+e)/(l-*)]

l/2

tg£/2.

Зная среднее движение

п и

истинную аномалию

v в

момент

мож-

но вычислить

далее истинную аномалию

v в

момент г

т.е.

опреде-

лить положение спутника на орбите.

Однако кеплеровские элементы дают лишь приближенное описа-

ние орбиты спутника. Во-первых, массы внутри Земли распределены

Неравномерно. Во-вторых, на движение спутника влияет сопротивле-

ние земной атмосферы. В-третьих, необходим учет светового давле-

ния солнечных

лучей.

В-четвертых, нужно учитывать притяжение Лу-

ны и Солнца и др. Влияние этих сил на движение ИСЗ мало по

вравнению с силой притяжения Земли. Они называются

возмущающи-

ми

силами,

а движение спутника с учетом их воздействия

—

возмущен-

ным

движением.

Основным источником возмущений является первый

фактор. Если учитывать только первую зональную гармонику

разло-

жении гравитационного потенциала Земли (она описывает сжатие Зем-

ли

полюсов), то окажется, что

основном изменяется ориентация ор-

; виты

пространстве,

форма

размеры орбиты остаются постоянными.

Я«

один оборот долгота восходящего узла

О.

аргумент перигея

со

изме-

няются на

AQ =

-0°,58 (tfo/a)

cos

//(l - е

)

Лео =

0°,29

(Ro/a)

(5cos

- 1)/(1 - е

)

Где

= 6378,14 км

—

экваториальный радиус. Эти выражения, в пер-

1ом приближении определяющие поправки

долготе восходящего уз-

М П и аргументу перигея со, позволяют уточнить положение орбиты

I абсолютной системе координат.

Спутник, движущийся

земной атмосфере, испытывает аэродина-

мическое торможение, зависящее от плотности атмосферы на высоте

Полета, от скорости спутника, площади его поперечного сечения и мас-

сы.

Возмущение орбиты за счет аэродинамического торможения содер-

жит

регулярную и нерегулярную составляющие. К регулярным возму-

щениям приводит суточный эффект (ночью,

т.е.

в конусе земной тени,

Плотность атмосферы на данной высоте меньше, чем

днем).

Движение

ричдушных масс, влияние потоков заряженных частиц, выбрасываемых

олнцем, приводят к нерегулярным возмущениям. Для природоведче-

(

MIX

спутников сопротивление атмосферы играет заметную роль толь-

мри низких

орбитах;

при высоте перигея более

500—600

км возмуща-

ющее ускорение от неравномерности распределения масс превышает на

два порядка и более ускорение от торможения

атмосфере.

При высоте перигея от 500—600 до нескольких тысяч километров

к основному возмущающему фактору добавляется давление солнеч-

ного света (вместо сопротивления атмосферы). Влияние

этого

давления

проявляется в дополнительных малых периодических возмущениях

элементов орбиты. Если же спутник движется так,

что

регулярно попа-

дает в конус земной тени, то имеют место также и небольшие постоян-

ные изменения элементов. Но ускорение за счет давления света на не-

сколько порядков меньше возмущающего ускорения за счет основного

фактора. Еще слабее влияние притяжения Луны и Солнца.

Зная орбитальные элементы, можно предсказать время прохожде-

ния спутника

над тем

или иным районом, направить антенну приемной

станции на спутник, выполнить географическую привязку изображе-

ний, полученных

помощью спутника. Существуют модели движения

спутников по

орбите,

учитывающие все основные возмущающие силы.

Они позволяют

высокой точностью предсказывать значения орбиталь-

ных элементов на многие месяцы вперед. Примером является модель,

разработанная в Институте космических исследований РАН. Однако

в практике дистанционного зондирования чаще всего применяют ор-

битальные элементы в формате NORAD (США) из сети Интернет

(http://www.celestrak.com). По этому адресу представлены орбитальные

элементы для спутников самого различного назначения, запущенных

разное время

различных странах,

том числе архивные материалы.

Формат NORAD использует достаточно простые модели движения

спутников, но орбитальные элементы постоянно корректируются по

данным сети радиолокационных станций и станций оптического на-

блюдения (для низколетящих спутников корректировка может произ-

водиться несколько раз в день). Достоинством элементов в формате

NORAD является

их

доступность,

однако эта информация сравнитель-

но быстро устаревает.

частности, если при расчете орбиты спутника

NOAA

использовать элементы NORAD недельной давности, то окажет-

ся,

что подспутниковая точка сместится примерно на

км относитель-

но ее истинного положения.

Формат NORAD содержит две строки

данных,

каждая по

симво-

лов.

Рассмотрим пример:

NOAA14

1 23455U 94089А 99244.00000000 .00000328 00000-0 20432-3 0 243

2 23455 99.1001 212.1966 0008831 180.9531

7.7697

14.12021817 2 40644

Цифры 1 и 2 в начале каждой строки

—

это номер строки. Далее идет классифика-

ционный номер спутника по каталогу NORAD, для NOAA-14

—

это 23455. Буква U по-

сле номера спутника в первой строке указывает, что данные общедоступны.

а первой строке: У40Х9А — номер спутника по международной классификации,

Примем 94

—

последние цифры года запуска (1994 г.), 089А

—

номер запуска в 1994 г.

В следующем поле приведено время /

= 99244,00000000, к которому относятся ор-

Йигальные элементы. Первые две цифры 99 указывают на год, т.е. 1999; 2000 г., таким об-

разом, соответствуют цифры 00; 2001 г.

—01;

244

—

это номер дня с начала года, отсчи-

тываемый с 00 ч 1 января по Гринвичу, т.е. 1 сентября 1999 г. Цифры после точки

(ЮОООООО

указывают на 1/100 000 000 долю суток,

данном случае это 00

ч 1

сентября 1999 г.

по Гринвичу.

Следующие два поля: .00000328 и 00000-0

—

это первая производная среднего дви-

жения, деленная на 2 (в единицах оборота за день в квадрате), и вторая производная, де-

ленная на 6 (в единицах оборота за день в кубе). Ворбитальной модели формата NORAD

fJH сведения не используются.

Величина20432-3

—

этосокращенная форма записи:

Я*

0,20432

•

-3

. Ворбиталь-

ной модели NORAD Охарактеризует аэродинамическое торможение данного спутника

при движении его в атмосфере на высоте орбиты. Далее представлен номер орбитальной

Мидели. В формате NORAD это всегда модель SG P4/SDP4, на что указывает цифра 0.

Цифра 24 в принципе должна отражать номер сеанса коррекции орбитальных дан-

ных, но обычно это достаточно произвольная величина. Последняя цифра 3 в первой стро-

М#, как и 4 во второй, — контрольная сумма — остаток от деления на 10 суммы всех

Цифр

строке, причем буквы, пробелы, десятичные точки, знаки «+» игнорируются, а зна-

кам «-» присваивается 1.

г Во второй строке повторяется классификационный номер спутника по каталогу

NORAD, далее приводятся орбитальные элементы для момента/

/ = 99,1001

—угол на-

щюнсния орбиты (град); Q=2I2,1966

—

долгота восходящего узла в градусах. Следующее

Число

0008831 —

это сокращенное обозначение эксцентриситета орбиты, который равен

;

данном случае е = 0,0008831. Число со = 180,9531 — аргумент перигея в градусах;

I: М *

7,7697

—

средняя аномалия в градусах; п

14,12021817

—

среднее движение

оборо-

;

fax за сутки, связанное с периодом обращения спутника //соотношением п =1440/7',

! ЗДесь Гвыражено в мин; 240664

—

номер витка с момента запуска спутника. Последнее

Число 4, как указывалось, это контрольная сумма.

Чтобы определить время прохождения спутника

над тем

или иным

рнйоном Земли, найти углы поворота антенны приемной станции в на-

правлении на спутник, необходимо перейти

от

абсолютной системы ко-

ординат в систему, связанную с Землей и учитывающую ее движение.

Соответствующие программные продукты, ориентированные на фор-

мит NORAD, достаточно хорошо представлены в Интернет (списки

Программных продуктов можно найти, например,

по

указанному выше

|дресу http://www.celestrak.com).

Спутники для дистанционного зондирования Земли запускают

I основном на круговые орбиты. Малое значение эксцентриситета ор-

биты спутника

NOAA-14,

равное

е =

0,0008831,

достаточно

типично.

Та-

кой спутник пролетает над различными участками Земли на одинако-

Юй высоте,

что

обеспечивает равенство условий съемки.

этом случае

Справедливо соотношение

mMy/R

левой части стоит центробежная сила, справа

—

сила притяжения

спутника к Земле. Здесь т

—

масса спутника, V

—

скорость его на ор-

бите,

М=

5,976

•

К)

г —

масса Земли,

R =

+ H —

расстояние между

спутником и центром Земли, причем /?о=6370 км

—

радиус Земли,

Н —

высота спутника над поверхностью Земли, у— гравитационная посто-

янная. Таким образом,

У=

(My/R)

]/2

, период обращения спутника Т=

2nR/V.

Обозначим: В =

(МуУ

= 6,3110

KM-V2/C. Тогда У =

B/R

Т=2п№

/В.

Скорость перемещения подспутниковой точки по поверхности

Земли

может быть определена по формуле У

- VRQ/R.

Пусть

Н=

1000 км, тогда

R =

7370 км. Используя приведенные фор-

мулы, находим, что скорость на орбите

У=

7,35 км/с,

6,35 км/с, пе-

риод обращения Т= 105 мин.

Низкоорбитальные спутники (Я

1000 км) обычно выводятся на

приполярные солнечно-синхронные

орбиты.

Эти орбиты имеют накло-

нение относительно экватора, близкое к

90°,

обеспечивают съемку всей

поверхности Земли, включая полярные

области.

Поворот орбиты отно-

сительно Земли синхронизован с вращением Земли относительно Солн-

ца, так что в течение всего времени угол между плоскостью орбиты

и направлением на Солнце постоянен (рис.

1.21).

Это позволяет про-

изводить съемку приблизительно

один

тот же час местного време-

ни

течение всего года. Наиболее удобное время для съемки

—

около

12 ч

местного времени.

Плоскость орбиты

спутника

Земля

РИС.

1.21.

Солнечно-синхронная

орбита

Спутник NOAA-12

имеет орбиту

наклоне-

нием 98,86°, так что за

сутки плоскость орбиты

поворачивается относи-

тельно Земли на 0,986°,

за год

—

на 360°. Одна-

ко из-за возмущений,

вызванных неравномер-

ностью распределения

масс Земли, сопротивле-

нием атмосферы, давле-

нием солнечных лучей

и т.п., за несколько лет

плоскость орбиты меня-

ется.

Ряд метеорологиче-

ских спутников запуска-