WO2025253479A1 - 放射線遮蔽システム、飛行体、及び放射線遮蔽方法 - Google Patents

放射線遮蔽システム、飛行体、及び放射線遮蔽方法

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spacecraft
radiation
shielding
sun
radiation shielding
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秀徳 岩下
笠 木内
裕志 砂田
芳春 広島
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NTT Inc USA
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Nippon Telegraph and Telephone Corp
NTT Inc USA
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    • G—PHYSICS
    • G21—NUCLEAR PHYSICS; NUCLEAR ENGINEERING
    • G21F—PROTECTION AGAINST X-RADIATION, GAMMA RADIATION, CORPUSCULAR RADIATION OR PARTICLE BOMBARDMENT; TREATING RADIOACTIVELY CONTAMINATED MATERIAL; DECONTAMINATION ARRANGEMENTS THEREFOR
    • G21F3/00—Shielding characterised by its physical form, e.g. granules, or shape of the material

Definitions

  • the present disclosure relates to a radiation shielding system, an air vehicle, and a radiation shielding method.
  • Non-Patent Documents 1 and 2 have been proposed as methods for protecting the human body, electronic devices, and other devices from cosmic radiation.
  • Non-Patent Document 1 discloses a method of shielding a spacecraft from cosmic radiation by installing a physical barrier on the outer wall of the spacecraft.
  • Non-Patent Document 2 discloses a method of avoiding cosmic radiation exposure to a spacecraft by installing a magnetic barrier on the outer wall of the spacecraft to shift the trajectory of the cosmic radiation.
  • space radiation has very high kinetic energy, making it difficult to significantly change its trajectory by applying a magnetic field to it. For this reason, it is difficult to protect a spacecraft from space radiation even if a magnetic barrier is installed. Furthermore, generating a strong magnetic field could have a negative impact on activity outside the spacecraft.
  • This disclosure has been made in light of the above circumstances, and its purpose is to provide a radiation shielding system, aircraft, and radiation shielding method that can simply shield a spacecraft from cosmic radiation irradiated thereto.
  • a radiation shielding system that shields a spacecraft from radiation entering the spacecraft, and includes an aircraft and a control device mounted on the spacecraft.
  • the aircraft includes a flight drive source, a drive control unit that controls the drive of the flight drive source, and a shield that blocks radiation.
  • the control device includes a position setting unit that sets a position between the spacecraft and the sun, a predetermined distance away from the spacecraft, as the parking position of the aircraft, and a control command unit that outputs a control command to the drive control unit so that the aircraft stays at the parking position.
  • One aspect of the flying body disclosed herein is a flying body that shields a spacecraft from radiation entering the spacecraft, and includes a flight drive source, a shield that blocks radiation, and a drive control unit that controls the drive of the flight drive source so that the shield stays at a position a predetermined distance from the spacecraft between the spacecraft and the sun.
  • One aspect of the radiation shielding method disclosed herein is a radiation shielding method for shielding a spacecraft from radiation entering the spacecraft, in which a position setting unit sets a position between the spacecraft and the sun, a predetermined distance away from the spacecraft, as a position for stopping the flying object, and a control command unit outputs a control command to a drive control unit so that the flying object stops at the position set by the position setting unit.
  • This disclosure makes it possible to shield spacecraft from cosmic radiation using a simple method.
  • FIG. 1 is a block diagram showing the configuration of a radiation shielding system according to the first embodiment.
  • FIG. 2 is an explanatory diagram illustrating a schematic view of the launch of a flying object from a spacecraft according to the first embodiment.
  • FIG. 3 is an explanatory diagram showing how cosmic radiation is blocked by installing a shielding material between the spacecraft and the sun according to the first embodiment.
  • FIG. 4 is a block diagram showing the configuration of a radiation shielding system according to the second embodiment.
  • FIG. 5 is an explanatory diagram illustrating a schematic view of the launch of a flying object from a spacecraft according to the second embodiment.
  • FIG. 6 is an explanatory diagram showing a second embodiment in which a magnetic field barrier is installed between a spacecraft and the sun to block cosmic radiation.
  • FIG. 7 is a block diagram showing the hardware configuration of this embodiment.
  • Fig. 1 is a block diagram showing the configuration of a radiation shielding system 100 according to a first embodiment.
  • Fig. 2 is an explanatory diagram showing a schematic diagram of a flying object 2 being launched from a spacecraft 1 such as a space station or an artificial satellite.
  • Fig. 3 is an explanatory diagram showing a state in which a shielding material 24 is installed between the spacecraft 1 and the sun Q1 to shield from cosmic radiation s1.
  • the radiation shielding system 100 launches the flying object 2 installed on the spacecraft 1 in the direction of the sun Q1.
  • the flying object 2 is flown to a position several hundred meters away from the spacecraft 1, and by having the flying object 2 stop at this position, a shielding material 24 is placed between the spacecraft 1 and the sun Q1.
  • a shielding material 24 is placed between the spacecraft 1 and the sun Q1.
  • cosmic radiation reaching the spacecraft 1 is blocked.
  • neutrons are emitted in random directions.
  • the number of neutrons reaching the spacecraft 1 is reduced.
  • the radiation shielding system 100 includes a control device 31 installed in a spacecraft 1 and an aircraft 2.
  • the control device 31 includes a position setting unit 11, a control command unit 12, and a communication unit 13.
  • the position setting unit 11 sets the parking position of the aircraft 2.
  • the parking position of the aircraft 2 is set to a position between the spacecraft 1 and the sun Q1, a predetermined distance away from the spacecraft 1.
  • the predetermined distance is, for example, several hundred meters (100 meters or more).
  • the control command unit 12 outputs a control command to move the aircraft 2 to the parking position set by the position setting unit 11.
  • the communication unit 13 communicates with the flying vehicle 2.
  • the communication unit 13 transmits control commands output from the control command unit 12 to the flying vehicle 2.
  • the communication unit 13 receives current position information of the flying vehicle 2 transmitted from the flying vehicle 2, and outputs it to the position setting unit 11.
  • the aircraft 2 is equipped with a communication unit 21, a drive control unit 22, a propulsion engine 23 (flight drive source), and a shielding material 24.
  • the shielding material 24 is an example of a shielding material that blocks radiation.
  • the communication unit 21 communicates with the control device 31 installed on the spacecraft 1.
  • the drive control unit 22 controls the operation of the propulsion engine 23.
  • the drive control unit 22 controls the propulsion engine 23 so that the flying vehicle 2 moves to and stops at the flight position set by the control device 31 of the spacecraft 1.
  • the propulsion engine 23 launches the aircraft 2 from the spacecraft 1 and causes it to fly. Under the control of the drive control unit 22, the propulsion engine 23 can move the aircraft 2 in any direction and for any distance within 360° around the spacecraft 1, and can stop it in the moved position. Note that in this embodiment, an example is described in which the propulsion engine 23 is used as a flight drive source for flying the aircraft 2, but other flight drive sources such as a motor may also be used.
  • the shielding material 24 has a planar shape with sides measuring, for example, several meters to several tens of meters.
  • the shielding material 24 may be made of a material with radiation shielding properties, such as tantalum, tungsten, lead, or aluminum.
  • a shielding material 24 containing at least one of tantalum, tungsten, lead, and aluminum can be used as a shielding body.
  • the flying object 2 may also be launched from the ground, for example, and flown to a desired position around the spacecraft 1.
  • a launch command for the aircraft 2 is input to the control device 31 by a user stationed on the spacecraft 1 or by remote control, this launch command is transmitted from the communication unit 13 to the aircraft 2.
  • This launch command is received by the communication unit 21 and output to the drive control unit 22.
  • the drive control unit 22 controls the propulsion engine 23 to fly the aircraft 2 in space.
  • the position setting unit 11 of the control device 31 sets the parking position of the flying vehicle 2 based on the current position of the spacecraft 1 and the direction of the sun Q1.
  • the control command unit 12 acquires the current position information of the aircraft 2, and based on this current position coordinate and the information on the stopping position of the aircraft 2, outputs a control command to move the aircraft 2 to the stopping position set by the position setting unit 11. This control command is sent from the communication unit 13 to the communication unit 21 of the aircraft 2.
  • the drive control unit 22 of the aircraft 2 controls the propulsion engine 23 so that the shielding material 24 stays at the stopping position set by the position setting unit 11. Specifically, the propulsion engine 23 is controlled so that the shielding material 24 stays at a predetermined distance (e.g., several hundred meters) from the spacecraft 1 between the spacecraft 1 and the sun Q1.
  • a predetermined distance e.g., several hundred meters
  • cosmic radiation generated due to solar flares comes from the direction of the sun Q1 in places where there is no influence from the earth's magnetic field, etc. For this reason, it is advisable to install the shielding material 24 between the spacecraft 1 and the sun Q1.
  • the shielding material 24 is positioned between the spacecraft 1 and the sun Q1. Furthermore, if the relative positional relationship between the spacecraft 1 and the sun Q1 changes, the position of the aircraft 2 is adjusted to follow this change.
  • the collision When cosmic radiation caused by solar flares or the like collides with the shielding material 24, the collision generates neutrons oriented in random directions.
  • the number of neutrons reaching the spacecraft 1 decreases in inverse proportion to the square of the distance between the spacecraft 1 and the shielding material 24.
  • the distance between the spacecraft 1 and the shielding material 24 is set to several hundred meters. Therefore, the number of neutrons reaching the spacecraft 1 is dramatically reduced compared to when the shielding material 24 is placed close to the spacecraft 1 (for example, at a distance of about 1 meter).
  • the radiation emitted when installed at a distance of 100 m is reduced to approximately 1/10,000 of the radiation emitted when installed at a distance of 1 m. Therefore, it is possible to protect the spacecraft 1 from cosmic radiation.
  • this embodiment provides a radiation shielding system 100 that shields the spacecraft 1 from radiation (cosmic radiation), and includes an aircraft 2 and a control device 31 mounted on the spacecraft 1.
  • the aircraft 2 includes a propulsion engine 23 (flight drive source), a drive control unit 22 that controls the drive of the propulsion engine 23, and a shielding material 24 (shielding body) that shields against radiation.
  • the control device 31 includes a position setting unit 11 that sets a position a predetermined distance away from the spacecraft 1 between the spacecraft 1 and the sun Q1 as the parking position for the aircraft 2, and a control command unit 12 that outputs control commands to the drive control unit 22 so that the aircraft 2 parks at the parking position.
  • the shielding material 24 is parked at a distance of approximately several hundred meters between the spacecraft 1 and the sun Q1.
  • the number of neutrons generated by cosmic radiation colliding with the shielding material 24 that reach the spacecraft 1 can be reduced, protecting the spacecraft 1 from cosmic radiation. It can also reduce the effects on the human body, electronic devices, etc.
  • Fig. 4 is a block diagram showing the configuration of a radiation shielding system 101 according to the second embodiment.
  • Fig. 5 is an explanatory diagram showing a schematic diagram of a flying object 2A being launched from a spacecraft 1 such as a space station or an artificial satellite.
  • Fig. 6 is an explanatory diagram showing a magnetic field barrier 25 being installed between the spacecraft 1 and the sun Q1 to change the orbit of cosmic radiation s1.
  • the radiation shielding system 101 launches a flying object 2A installed on a spacecraft 1 in the direction of the sun Q1.
  • the flying object 2A is flown to a position several hundred meters away from the spacecraft 1, and by having the flying object 2 stop at this position, a magnetic field barrier 25 is placed between the spacecraft 1 and the sun Q1.
  • the trajectory (direction of emission) of the cosmic radiation arriving at the spacecraft 1 is changed, thereby reducing the amount of cosmic radiation reaching the spacecraft 1.
  • the radiation shielding system 101 includes a control device 32 installed on a spacecraft 1 and an aircraft 2A.
  • the control device 32 includes a position setting unit 11, a control command unit 12, and a communication unit 13. These components are the same as those shown in Figure 1 above, so they are given the same reference numerals and a description of their configuration will be omitted.
  • the flying vehicle 2A is equipped with a communication unit 21, a drive control unit 22, a propulsion engine 23 (flight drive source), and a magnetic field barrier 25.
  • the communication unit 21, drive control unit 22, and propulsion engine 23 are the same as those shown in Figure 1 above, so they are designated by the same reference numerals and a description of their configuration will be omitted.
  • the magnetic field barrier 25 has a planar shape with sides measuring, for example, several meters to several hundred meters, and generates a magnetic field around it. By generating a magnetic field around it, the trajectory of cosmic radiation that collides with the magnetic field barrier 25 or passes near the magnetic field barrier 25 can be changed, reducing the number of cosmic radiation particles that reach the spacecraft 1 and protecting the spacecraft 1.
  • a permanent magnet, electromagnet, or superconducting magnet can be used as the magnetic field barrier 25.
  • the magnetic field barrier 25 is an example of a shield that blocks cosmic radiation.
  • the flying object 2 may also be launched from the ground, for example, and flown to a desired position around the spacecraft 1.
  • a launch command for the flying vehicle 2A is input to the control device 32 by a user stationed on the spacecraft 1 or by remote operation, this launch command is transmitted from the communication unit 13 to the flying vehicle 2A.
  • This launch command is received by the communication unit 21 and output to the drive control unit 22.
  • the drive control unit 22 controls the propulsion engine 23 to fly the flying vehicle 2A in space.
  • the position setting unit 11 of the control device 32 sets the parking position of the flying vehicle 2A based on the current position of the spacecraft 1 and the direction of the sun Q1.
  • the control command unit 12 acquires information about the current position of the aircraft 2A, and based on this current position coordinate and the information about the stopping position of the aircraft 2A, outputs a control command to move the aircraft 2A to the stopping position set by the position setting unit 11. This control command is sent from the communication unit 13 to the communication unit 21 of the aircraft 2A.
  • the drive control unit 22 of the flying vehicle 2A controls the propulsion engine 23 so that the magnetic field barrier 25 stays at the stopping position set by the position setting unit 11. Specifically, the propulsion engine 23 is controlled so that the magnetic field barrier 25 stays between the spacecraft 1 and the sun Q1, and at a predetermined distance (e.g., several hundred meters) from the spacecraft 1.
  • a predetermined distance e.g., several hundred meters
  • a magnetic field barrier 25 is positioned between the spacecraft 1 and the sun Q1. Furthermore, if the relative positional relationship between the spacecraft 1 and the sun Q1 changes, the position of the aircraft 2A is adjusted to follow this change.
  • the magnetic field emitted by the magnetic field barrier 25 is the same, it is possible to protect the spacecraft 1 from higher energy cosmic radiation. It is also possible to reduce the impact of the magnetic field generated by the magnetic field barrier 25 on the external activity of the spacecraft 1. Furthermore, since there is no material that undergoes a nuclear reaction with cosmic radiation, it is possible to protect the spacecraft 1 from cosmic radiation without generating neutrons.
  • the radiation shielding system 101 uses a magnetic field barrier 25 as a shielding body.
  • the propulsion engine 23 is controlled so that the magnetic field barrier 25 is positioned between the spacecraft 1 and the sun Q1, and at a distance of approximately several hundred meters from the spacecraft 1. Therefore, by using the magnetic field barrier 25 to change the direction of the cosmic radiation by, for example, 1.4°, it is possible to dramatically reduce the amount of cosmic radiation that reaches the spacecraft 1. This makes it possible to reduce the effects on the human body, electronic devices, etc.
  • the control devices 31 and 32 of the present embodiment described above can be, for example, a general-purpose computer system equipped with a CPU (Central Processing Unit, processor) 901, memory 902, storage 903 (HDD: Hard Disk Drive, SSD: Solid State Drive), communication device 904, input device 905, and output device 906, as shown in FIG. 7.
  • Memory 902 and storage 903 are storage devices.
  • the CPU 901 executes a predetermined program loaded onto memory 902, thereby realizing the functions of the control devices 31 and 32.
  • control devices 31 and 32 may be implemented on a single computer, or on multiple computers. Furthermore, the control devices 31 and 32 may be virtual machines implemented on a computer.
  • the programs for the control devices 31 and 32 can be stored on computer-readable recording media such as HDDs, SSDs, USB (Universal Serial Bus) memory, CDs (Compact Discs), and DVDs (Digital Versatile Discs), or can be distributed via a network.
  • Computer-readable recording media are, for example, non-transitory recording media.

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Abstract

宇宙機（１）に飛来する放射線を遮蔽する放射線遮蔽システム（１００）であって、飛行体（２）と、宇宙機（１）に搭載された制御装置（３１）と、を備え、飛行体（２）は、推進エンジン（２３）と、推進エンジン（２３）の駆動を制御する駆動制御部（２２）と、放射線を遮蔽する遮蔽材（２４）とを備える。前記制御装置（３１）は、宇宙機（１）と太陽（Ｑ１）との間で、宇宙機（１）から所定距離だけ離れた位置を、飛行体（２）の停留位置として設定する位置設定部（１１）と、飛行体（２）が停留位置に停留するように、駆動制御部（２２）に制御指令を出力する制御指令部（１２）を備える。

Description

放射線遮蔽システム、飛行体、及び放射線遮蔽方法
　本開示は、放射線遮蔽システム、飛行体、及び放射線遮蔽方法に関する。
　宇宙空間を飛行する宇宙ステーション、人工衛星などの宇宙機には、太陽フレアなどに起因する宇宙放射線が照射される。宇宙放射線から、人体、電子機器などを防護する方法として、非特許文献１、２に開示された技術が提案されている。
　非特許文献１には、宇宙機の外壁に物理バリアを設置して宇宙放射線を遮蔽する方法が開示されている。非特許文献２には、宇宙機の外壁に磁界バリアを設置して宇宙放射線の軌道をずらすことにより、宇宙機への宇宙線の照射を回避する方法が開示されている。
「物理バリア」https://ieeexplore.ieee.org/document/8003007 「磁界バリア」https://ieeexplore.ieee.org/document/7792167
　しかし、物理バリアを設置する方法では、ある程度の宇宙放射線を遮蔽することができるものの、宇宙放射線と物理バリアを形成する遮蔽材との核反応により、透過力の高い中性子が生成されてしまう。この中性子を遮蔽するためには、より厚みの大きい遮蔽材を用いる必要があり、装置が大規模化し且つ高コスト化するという問題がある。
　また、宇宙放射線は運動エネルギーが非常に高く、宇宙放射線に磁場を印加してその軌道を大きく曲げることが難しい。このため、磁界バリアを設置しても宇宙放射線から宇宙機を防護することは難しい。また、強力な磁界を発生させると、その磁界が宇宙機外部における活動に悪影響を及ぼす可能性がある。
　本開示は、上記事情に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、簡易な方法で宇宙機に照射される宇宙放射線を遮蔽することが可能な放射線遮蔽システム、飛行体、及び放射線遮蔽方法を提供することにある。
　本開示の一態様の放射線遮蔽システムは、宇宙機に飛来する放射線を遮蔽する放射線遮蔽システムであって、飛行体と、前記宇宙機に搭載された制御装置と、を備え、前記飛行体は、飛行駆動源と、前記飛行駆動源の駆動を制御する駆動制御部と、放射線を遮蔽する遮蔽体と、を備え、前記制御装置は、前記宇宙機と太陽との間で、前記宇宙機から所定距離だけ離れた位置を、前記飛行体の停留位置として設定する位置設定部と、前記飛行体が前記停留位置に停留するように、前記駆動制御部に制御指令を出力する制御指令部と、を備える。
　本開示の一態様の飛行体は、宇宙機に飛来する放射線を遮蔽する飛行体であって、飛行駆動源と、放射線を遮蔽する遮蔽体と、前記宇宙機と太陽との間で、前記宇宙機から所定距離だけ離れた位置に前記遮蔽体が停留するように、前記飛行駆動源の駆動を制御する駆動制御部とを備える。
　本開示の一態様の放射線遮蔽方法は、宇宙機に飛来する放射線を遮蔽する放射線遮蔽方法であって、位置設定部が、前記宇宙機と太陽の間で、前記宇宙機から所定距離だけ離れた位置を飛行体を停留させる位置として設定し、制御指令部が、前記飛行体が前記位置設定部で設定された位置に停留するように、駆動制御部に制御指令を出力する。
　本開示によれば、簡易な方法で宇宙機に照射される宇宙放射線を遮蔽することが可能となる。
図１は、第１実施形態に係る放射線遮蔽システムの構成を示すブロック図である。 図２は、第１実施形態に係り、宇宙機から飛行体を発射する様子を模式的に示す説明図である。 図３は、第１実施形態に係り、宇宙機と太陽との間に遮蔽材を設置して宇宙放射線を遮る様子を示す説明図である。 図４は、第２実施形態に係る放射線遮蔽システムの構成を示すブロック図である。 図５は、第２実施形態に係り、宇宙機から飛行体を発射する様子を模式的に示す説明図である。 図６は、第２実施形態に係り、宇宙機と太陽との間に磁界バリアを設置して宇宙放射線を遮る様子を示す説明図である。 図７は、本実施形態のハードウェア構成を示すブロック図である。
［第１実施形態の説明］
　以下、図面を参照して実施形態について説明する。図１は、第１実施形態に係る放射線遮蔽システム１００の構成を示すブロック図である。図２は、宇宙ステーション、人工衛星などの宇宙機１から飛行体２を発射する様子を模式的に示す説明図である。図３は、宇宙機１と太陽Ｑ１との間に遮蔽材２４を設置して、宇宙放射線ｓ１を遮蔽する様子を示す説明図である。
　図２に示すように本実施形態に係る放射線遮蔽システム１００は、宇宙機１に設置されている飛行体２を、太陽Ｑ１の方向に向けて発射する。例えば宇宙機１から数１００ｍ程度離れた位置に飛行体２を飛行させ、この位置で飛行体２を停留させることにより、宇宙機１と太陽Ｑ１との間に遮蔽材２４を配置する。遮蔽材２４を配置することにより、宇宙機１に到来する宇宙放射線を遮蔽する。宇宙放射線が遮蔽材２４に衝突すると、中性子がランダムな方向に放出される。遮蔽材２４と宇宙機１との距離を大きく設定することにより、宇宙機１に飛来する中性子を減少させる。
　図１に示すように第１実施形態に係る放射線遮蔽システム１００は、宇宙機１に設置される制御装置３１と、飛行体２を備えている。
　制御装置３１は、位置設定部１１と、制御指令部１２と、通信部１３を備えている。
　位置設定部１１は、飛行体２の停留位置を設定する。飛行体２の停留位置として、宇宙機１と太陽Ｑ１との間で、宇宙機１から所定の距離だけ離れた位置を設定する。所定の距離は、例えば数１００ｍ（１００ｍ以上）である。
　制御指令部１２は、飛行体２を上記位置設定部１１で設定された停留位置に移動させるための制御指令を出力する。
　通信部１３は、飛行体２との間で通信を行う。通信部１３は、制御指令部１２から出力される制御指令を、飛行体２に送信する。通信部１３は、飛行体２から送信される飛行体２の現在位置情報を受信し、位置設定部１１に出力する。
　飛行体２は、通信部２１と、駆動制御部２２と、推進エンジン２３（飛行駆動源）と、遮蔽材２４を備えている。遮蔽材２４は、放射線を遮蔽する遮蔽体の一例である。
　通信部２１は、宇宙機１に設置されている制御装置３１との間で通信を行う。
　駆動制御部２２は、推進エンジン２３の動作を制御する。駆動制御部２２は、宇宙機１の制御装置３１にて設定された飛行位置に飛行体２が移動し且つ停留するように、推進エンジン２３を制御する。
　推進エンジン２３は、制御装置３１に飛行体２の飛行指令が入力された際に、宇宙機１から飛行体２を発射し且つ飛行させる。推進エンジン２３は、駆動制御部２２の制御により、飛行体２を宇宙機１の周囲３６０°の任意の方向、任意の距離に移動させ、且つ移動した位置に停留させることができる。なお、本実施形態では、飛行体２を飛行させるための飛行駆動源として推進エンジン２３を用いる例について説明するが、モータなどの他の飛行駆動源を用いてもよい。
　推進エンジン２３は、駆動制御部２２の制御により飛行体２を、例えば宇宙機１と太陽Ｑ１との間で、宇宙機１から数１００ｍ程度離れた位置に停留するように飛行させる。駆動制御部２２は、宇宙機１と太陽Ｑ１との相対位置が変化した場合でも、この相対位置の変化に応じて、飛行体２を移動させて宇宙機１と太陽Ｑ１との間に飛行体２が停留するように推進エンジン２３を制御する。
　遮蔽材２４は、例えば一辺が数ｍ～数十ｍ程度の平面形状を成している。遮蔽材２４は、例えばタンタル、タングステン、鉛、アルミニウムなどの放射線遮蔽機能を有する材料で構成するとよい。即ち、タンタル、タングステン、鉛、及びアルミニウムのうちの少なくとも一つを有する遮蔽材２４を、遮蔽体として使用することができる。
　なお、飛行体２は宇宙機１から発射する以外にも、例えば地上から発射して、宇宙機１の周辺の所望位置まで飛行させてもよい。
　次に、第１実施形態に係る放射線遮蔽システム１００の動作について説明する。宇宙機１に駐留するユーザ或いは遠隔操作により、制御装置３１に飛行体２の発射指令を入力すると、この発射指令は通信部１３から飛行体２に送信される。この発射指令は通信部２１で受信され、駆動制御部２２に出力される。駆動制御部２２は、推進エンジン２３を制御して、宇宙空間に飛行体２を飛行させる。
　制御装置３１の位置設定部１１は、現在の宇宙機１の位置と、太陽Ｑ１の方向に基づき、飛行体２の停留位置を設定する。
　制御指令部１２は、飛行体２の現在位置情報を取得し、この現在位置座標と飛行体２の停留位置の情報に基づいて、飛行体２を位置設定部１１で設定された停留位置に移動させるための制御指令を出力する。この制御指令は、通信部１３から飛行体２の通信部２１に送信される。
　飛行体２の駆動制御部２２は、位置設定部１１で設定された停留位置に遮蔽材２４が停留するように推進エンジン２３を制御する。具体的には、遮蔽材２４が宇宙機１と太陽Ｑ１との間で、宇宙機１から所定距離（例えば、数１００ｍ）だけ離れた位置に停留するように、推進エンジン２３を制御する。即ち、宇宙放射線のうち、太陽フレアに起因して発生する宇宙放射線は、地磁気等の影響がない場所の場合には太陽Ｑ１の方向から飛来する。このため、宇宙機１と太陽Ｑ１との間に遮蔽材２４を設置するのがよい。
　その結果、図３に示すように、宇宙機１と太陽Ｑ１との間に遮蔽材２４が位置する。また、宇宙機１と太陽Ｑ１との相対的な位置関係が変化した場合には、この変化に追従して、飛行体２の位置が調整される。
　太陽フレアなどに起因して生じる宇宙放射線が遮蔽材２４に衝突すると、この衝突により中性子がランダムな方向を向いて発生する。宇宙機１に飛来する中性子数は宇宙機１と遮蔽材２４との距離の二乗に反比例して減少する。本実施形態では、宇宙機１と遮蔽材２４と間の距離を、数１００ｍとしている。このため、宇宙機１に飛来する中性子は、遮蔽材２４を宇宙機１の近傍（例えば、１ｍ程度の距離）に設置した場合と比較して、飛躍的に減少する。
　例えば、遮蔽材２４を宇宙機１から１ｍの距離に設置した場合と、１００ｍの距離に設置した場合を比較すると、１００ｍの距離に設置した場合は、１ｍの距離に設置した場合の約１万分の１まで減少する。従って、宇宙機１を宇宙放射線から防護することが可能となる。
　このように本実施形態は、宇宙機１に飛来する放射線（宇宙放射線）を遮蔽する放射線遮蔽システム１００であって、飛行体２と、宇宙機１に搭載された制御装置３１と、を備える。飛行体２は、推進エンジン２３（飛行駆動源）と、推進エンジン２３の駆動を制御する駆動制御部２２と、放射線を遮蔽する遮蔽材２４（遮蔽体）を備える。制御装置３１は、宇宙機１と太陽Ｑ１との間で、宇宙機１から所定距離だけ離れた位置を、飛行体２の停留位置として設定する位置設定部１１と、飛行体２が停留位置に停留するように、駆動制御部２２に制御指令を出力する制御指令部１２を備える。
　本実施形態では、遮蔽材２４を搭載した飛行体２を飛行させることにより、宇宙機１と太陽Ｑ１との間の、数１００ｍ程度の距離に遮蔽材２４を停留させる。その結果、宇宙放射線が遮蔽材２４に衝突することにより発生する中性子の、宇宙機１への飛来数を低減することができ、宇宙機１を宇宙放射線から保護することができる。また、人体、電子機器などに及ぼす影響を低減することができる。
　また、宇宙機１と太陽Ｑ１との相対位置が変化する場合でも、この変化に追従して飛行体２の位置が調整される。このため、宇宙機１に飛来する宇宙放射線を安定的に遮蔽することが可能になる。
［第２実施形態の説明］
　次に、第２実施形態について説明する。図４は、第２実施形態に係る放射線遮蔽システム１０１の構成を示すブロック図である。図５は、宇宙ステーション、人工衛星などの宇宙機１から飛行体２Ａを発射する様子を模式的に示す説明図である。図６は、宇宙機１と太陽Ｑ１との間に磁界バリア２５を設置して、宇宙放射線ｓ１の軌道を変更する様子を示す説明図である。
　図５に示すように、第２実施形態に係る放射線遮蔽システム１０１は、宇宙機１に設置されている飛行体２Ａを、太陽Ｑ１の方向に向けて発射する。例えば宇宙機１から数１００ｍ程度離れた位置に飛行体２を飛行させ、この位置で飛行体２停留させることにより、宇宙機１と太陽Ｑ１との間に磁界バリア２５を配置する。磁界バリア２５を配置することにより、宇宙機１に到来する宇宙放射線の軌道（放射される方向）を変更し、宇宙機１に飛来する宇宙放射線の数を減少させる。
　図４に示すように第２実施形態に係る放射線遮蔽システム１０１は、宇宙機１に設置される制御装置３２と、飛行体２Ａを備えている。
　制御装置３２は、位置設定部１１と、制御指令部１２と、通信部１３を備えている。これらの構成要素は、前述した図１と同一であるので、同一符号を付して構成説明を省略する。
　飛行体２Ａは、通信部２１と、駆動制御部２２と、推進エンジン２３（飛行駆動源）と、磁界バリア２５を備えている。通信部２１、駆動制御部２２、及び推進エンジン２３は、前述した図１と同一であるので、同一符号を付して構成説明を省略する。
　磁界バリア２５は、例えば一辺が数ｍ～数百ｍ程度の平面形状をなしており、周囲に磁界を発生させる。周囲に磁界を発生させることにより、磁界バリア２５に衝突した宇宙放射線、或いは磁界バリア２５の近傍を通過した宇宙放射線の軌道を変更し、宇宙機１に飛来する宇宙放射線の個数を低減し、宇宙機１を防護することができる。磁界バリア２５として、永久磁石、電磁石、或いは超電導磁石を用いることができる。磁界バリア２５は、宇宙放射線を遮蔽する遮蔽体の一例である。
　なお、飛行体２は宇宙機１から発射する以外にも、例えば地上から発射して、宇宙機１の周辺の所望位置まで飛行させてもよい。
　次に、第２実施形態に係る放射線遮蔽システム１０１の動作について説明する。宇宙機１に駐留するユーザ或いは遠隔操作により、制御装置３２に飛行体２Ａの発射指令を入力すると、この発射指令は通信部１３から飛行体２Ａに送信される。この発射指令は通信部２１で受信され、駆動制御部２２に出力される。駆動制御部２２は、推進エンジン２３を制御して、宇宙空間に飛行体２Ａを飛行させる。
　制御装置３２の位置設定部１１は、現在の宇宙機１の位置と、太陽Ｑ１の方向に基づき、飛行体２Ａの停留位置を設定する。
　制御指令部１２は、飛行体２Ａの現在位置情報を取得し、この現在位置座標と飛行体２Ａの停留位置の情報に基づいて、飛行体２Ａを位置設定部１１で設定された停留位置に移動させるための制御指令を出力する。この制御指令は、通信部１３から飛行体２Ａの通信部２１に送信される。
　飛行体２Ａの駆動制御部２２は、位置設定部１１で設定された停留位置に磁界バリア２５が停留するように推進エンジン２３を制御する。具体的には磁界バリア２５が、宇宙機１と太陽Ｑ１との間で、且つ宇宙機１から所定距離（例えば、数１００ｍ）だけ離れた位置に停留するように、推進エンジン２３を制御する。即ち、宇宙放射線のうち、太陽フレアなどに起因して発生する宇宙放射線は、地磁気等の影響がない場所の場合には、太陽Ｑ１の方向から飛来する。このため、宇宙機１と太陽Ｑ１との間に磁界バリア２５を設置するのがよい。
　その結果、図６に示すように、宇宙機１と太陽Ｑ１との間に磁界バリア２５が位置する。また、宇宙機１と太陽Ｑ１との相対的な位置関係が変化した場合には、この変化に追従して、飛行体２Ａの位置が調整される。
　太陽フレアなどに起因して生じる宇宙放射線が磁界バリア２５に衝突或いは接近すると、磁界バリア２５によるローレンツ力が作用して、宇宙放射線の軌道が変更される。図６に示すように、宇宙機１の長手方向の距離を５ｍとし、磁界バリア２５が宇宙機１から１００ｍ離れた位置に停留している場合には、宇宙放射線の飛来方向を、１．４°変化させることにより、宇宙機１に宇宙放射線が照射されることを回避できる。
　一方、宇宙機１に磁界バリアを設置し、その間隔を１ｍとした場合（符号Ｐ１の位置）において、太陽Ｑ１にて発生する宇宙放射線が宇宙機１に照射されることを回避するためには、宇宙放射線の飛来方向を６８．２°変化させる必要がある。即ち、磁界バリア２５を宇宙機１から数１００ｍ離れた位置に停留させることにより、磁界バリア２５において強力な磁界を発生させることなく、宇宙線の飛来方向を変更して、宇宙機１への飛来を防止することが可能になる。また、強力な磁界を発生させる必要がないので、装置構成を簡素化でき、且つ、コストの低減を図ることが可能になる。
　また、磁界バリア２５が発する磁界が同じである場合には、より高エネルギーの宇宙放射線から、宇宙機１を防護することができる。また、磁界バリア２５によって発生する磁界が宇宙機１の外部活動に与える影響を軽減することができる。更に、宇宙放射線と核反応をする物質がなくなるため、中性子を発生させることなく宇宙放射線から宇宙機１を防護することが可能になる。
　このように、第２実施形態に係る放射線遮蔽システム１０１では、遮蔽体として磁界バリア２５を用いている。また磁界バリア２５が、宇宙機１と太陽Ｑ１との間で、且つ宇宙機１から数１００ｍ程度離れた位置に停留するように、推進エンジン２３を制御する。このため、磁界バリア２５により宇宙放射線の飛来方向を例えば１．４°変更することにより、宇宙機１に飛来する宇宙放射線数を飛躍的に低減することが可能になる。このため、人体、電子機器などに及ぼす影響を低減することができる。
　また、宇宙機１と太陽Ｑ１との相対位置が変化する場合でも、この変化に追従して飛行体２Ａの位置が調整される。このため、宇宙機１に飛来する宇宙放射線を安定的に遮蔽することが可能になる。
　上記説明した本実施形態の制御装置３１、３２には、図７に示すように例えば、ＣＰＵ（Central Processing Unit、プロセッサ）９０１と、メモリ９０２と、ストレージ９０３（ＨＤＤ：Hard Disk Drive、ＳＳＤ：Solid StateDrive）と、通信装置９０４と、入力装置９０５と、出力装置９０６とを備える汎用的なコンピュータシステムを用いることができる。メモリ９０２およびストレージ９０３は、記憶装置である。このコンピュータシステムにおいて、ＣＰＵ９０１がメモリ９０２上にロードされた所定のプログラムを実行することにより、制御装置３１、３２の各機能が実現される。
　なお、制御装置３１、３２は、１つのコンピュータで実装されてもよく、あるいは複数のコンピュータで実装されても良い。また、制御装置３１、３２は、コンピュータに実装される仮想マシンであっても良い。
　なお、制御装置３１、３２用のプログラムは、ＨＤＤ、ＳＳＤ、ＵＳＢ（Universal Serial Bus）メモリ、ＣＤ (Compact Disc)、ＤＶＤ (Digital Versatile Disc)などのコンピュータ読取り可能な記録媒体に記憶することも、ネットワークを介して配信することもできる。コンピュータ読取り可能な記録媒体は、例えば非一時的な（non-transitory）記録媒体である。
　なお、本開示は上記実施形態に限定されるものではなく、その要旨の範囲内で数々の変形が可能である。
　１　宇宙機
　２、２Ａ　飛行体
　１１　位置設定部
　１２　制御指令部
　１３　通信部
　２１　通信部
　２２　駆動制御部
　２３　推進エンジン（飛行駆動源）
　２４　遮蔽材（遮蔽体）
　２５　磁界バリア（遮蔽体）
　３１、３２　制御装置
　１００、１０１　放射線遮蔽システム
　Ｑ１　太陽

Claims (8)

  1. 　宇宙機に飛来する放射線を遮蔽する放射線遮蔽システムであって、
    　飛行体と、前記宇宙機に搭載された制御装置と、を備え、
    　前記飛行体は、
    　飛行駆動源と、
    　前記飛行駆動源の駆動を制御する駆動制御部と、
    　放射線を遮蔽する遮蔽体と、
    　を備え、
    　前記制御装置は、
    　前記宇宙機と太陽との間で、前記宇宙機から所定距離だけ離れた位置を、前記飛行体の停留位置として設定する位置設定部と、
    　前記飛行体が前記停留位置に停留するように、前記駆動制御部に制御指令を出力する制御指令部と、
    　を備えた放射線遮蔽システム。
  2. 　前記所定距離を、１００ｍ以上の距離とする
    　請求項１に記載の放射線遮蔽システム。
  3. 　前記遮蔽体は、タンタル、タングステン、鉛、及びアルミニウムのうちの少なくとも一つを有する遮蔽材を含む
    　請求項１に記載の放射線遮蔽システム。
  4. 　前記遮蔽体は、放射線の飛来方向を変化させる磁界バリアを含む
    　請求項１に記載の放射線遮蔽システム。
  5. 　前記磁界バリアは、永久磁石、電磁石、及び超電導磁石のうちの少なくとも１つを含む
    　請求項４に記載の放射線遮蔽システム。
  6. 　前記飛行体は前記宇宙機から発射される
    　請求項１に記載の放射線遮蔽システム。
  7. 　宇宙機に飛来する放射線を遮蔽する飛行体であって、
    　飛行駆動源と、
    　放射線を遮蔽する遮蔽体と、
    　前記宇宙機と太陽との間で、前記宇宙機から所定距離だけ離れた位置に前記遮蔽体が停留するように、前記飛行駆動源の駆動を制御する駆動制御部と、
    　を備えた飛行体。
  8. 　宇宙機に飛来する放射線を遮蔽する放射線遮蔽方法であって、
    　位置設定部が、前記宇宙機と太陽の間で、前記宇宙機から所定距離だけ離れた位置を飛行体を停留させる位置として設定し、
    　制御指令部が、前記飛行体が前記位置設定部で設定された位置に停留するように、駆動制御部に制御指令を出力する
    　放射線遮蔽方法。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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US20100034358A1 (en) * 2008-08-07 2010-02-11 Thales Alenia Space Italia SpA Shielding Device for Optical and/or Electronic Apparatuses, and Space Vehicle Comprising Such Device
US20200361638A1 (en) * 2019-05-15 2020-11-19 The Boeing Company Particle dispersion layer having persistent magnetic field

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