【事件の表示】
　特願２００４−　５３４２０「ガスタービンの燃焼器」拒絶査定不服審判事件〔平成１７年　９月　８日出願公開、特開２００５−２４１１７８〕について、次のとおり審決する。
【結　論】
　本件審判の請求は、成り立たない。
【理　由】
１．手続の経緯、本願発明
　本願は、平成１６年２月２７日に出願されたものであって、平成１８年４月１８日付けの拒絶理由の通知がなされ、平成１８年６月２２日に意見書及び手続補正書が提出されたが、平成１８年１１月２９日付けで拒絶査定がなされ、これに対し、平成１９年２月８日付けで拒絶査定に対する審判請求がなされるとともに、平成１９年３月９日付けの手続補正書によって特許請求の範囲及び明細書を補正する手続補正がなされ、その後、当審において平成２０年１１月１２日付けで審尋がなされ、平成２１年１月１６日付けで回答書が提出され、平成２１年２月２６日付けの補正却下の決定により平成１９年３月９日付けの手続補正が却下され、平成２１年３月２６日付けで拒絶理由が通知され、平成２１年５月２９日付けの手続補正書によって特許請求の範囲及び明細書を補正する手続補正がなされたものであって、その請求項１ないし３に係る発明は、平成２１年５月２９日付けの手続補正書によって補正された特許請求の範囲、明細書及び出願当初の図面の記載からみて、その特許請求の範囲の請求項１ないし３に記載された事項によって特定されるとおりのものであるところ、その請求項１に係る発明（以下、「本願発明」という。）は以下のとおりである。
　「【請求項１】
　内部に燃焼室を形成する内筒と、前記内筒の外方を覆う外筒とを備え、 前記内筒と外筒との間で、圧縮機からの空気を前記内筒からタービンに向かう燃焼ガスの流出方向と逆方向に導入する空気導入通路が形成された燃焼器であって、
　前記内筒の頂部に内筒と同心状に配置されて前記燃焼室へ燃料を噴射する複数の第１燃料噴射孔と、
　前記第１燃料噴射孔に対して内筒の径方向の
外側に
、
空気導入通路を通った
旋回流として
、アキシャルスワラーを有する
　
前記第１燃料噴射孔に対して内筒の径方向の内側に配置されて、前記空気導入通路を通った空気を、該空気導入通路から径方向内側に延びる導入路により導入して燃焼室に供給する内側空気通路と、
　前記第１燃料噴
射
焼
　                            
２．引用文献記載の発明
（１）引用文献
　当審の拒絶の理由に引用された特開平９−１７８１８５号公報（以下、「引用文献」という。）には、例えば、以下のような記載がある。
　
ア．「【特許請求の範囲】
【請求項１】低カロリーガスと高カロリーガスを兼用して燃焼するガスタービン燃焼器において、燃料ノズルの軸心に設けた高カロリーガス燃焼用の燃料ノズルと、その隣接する外周側に設けたパイロットバーナ用の空気旋回通路と、その外周側に備えた低カロリーガス燃料用の旋回通路と、その隣接する外周側に低カロリーガス燃焼用の空気旋回通路とを備えた燃料ノズルのうち、燃焼器に供給される燃焼用空気の一部を燃焼器外筒の頭部に設けたマニホールドより分岐して、高カロリーガス燃焼用のパイロットバーナの空気旋回通路に供給することを特徴とするガスタービン燃焼器。
【請求項２】前記パイロットバーナの前記空気旋回通路に供給する空気は、燃焼器ライナを冷却した後に分岐する請求項１に記載のガスタービン燃焼器。」（【特許請求の範囲】）
　　
イ．「【０００７】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決するために、本発明では、燃焼器外筒の頭部にマニホールド（空気室）を設け、そこから燃料ノズルボディのパイロットバーナの空気取り入れ口（油焚き用のパイロットバーナのアシスト空気系統と同様）へ空気ラインを接続する構造とする。
【０００８】本発明により、従来実施されていた燃焼器の外筒内で、低カロリーガスの環状の通路にパイロットバーナの空気の流入通路を設けるような複雑な構造をとる必要がなくなる。また、燃焼器外筒の頭部から燃料ノズルボディの空気流入部までの距離が短く、配管を接続するためのスペースも充分確保できるため、従来、問題となっていた燃料ノズルの限られたスペースから空気の流入通路が限定され、パイロットバーナの空気の供給量が不足気味になるなどの問題点を解決することができる。おいて、燃料ノズルの軸心に設けた高カロリーガス燃焼用の燃料ノズルと、その隣接する外周側に設けたパイロットバーナ用の空気旋回通路と、その外周側に備えた低カロリーガス燃料用の旋回通路と、その隣接する外周側に低カロリーガス燃焼用の空気旋回通路とを備えた燃料ノズルのうち、燃焼器に供給される燃焼用空気の一部を燃焼器外筒の頭部に設けたマニホールドより分岐して、高カロリーガス燃焼用のパイロットバーナの空気旋回通路に供給することを特徴とするガスタービン燃焼器。」（段落【０００７】及び【０００８】）
　　　　　
ウ．「【００１０】上記の手段によれば、パイロットバーナの燃焼用空気を燃焼器外筒の頭部より分岐することで、従来のような複雑な燃料ノズルの構造をとることもなく、また、パイロットバーナの燃焼用空気が不足することもなく、容易にパイロットバーナへ燃焼用空気の供給が可能となる。
【００１１】燃焼器外筒の頭部に設けたマニホールドによって、パイロットバーナへ空気を分配する際に、燃料ノズル近くにおける偏流の発生を防ぐことが可能となる。また、燃焼器外筒の頭部から燃料ノズルボディの空気取り入れ口までの距離が短いために、分岐配管が複雑になることもない。」（段落【００１０】及び【００１１】）
　　　
エ．「【００１５】図１は、ガスタービン燃焼器の拡大図である。ガスタービン燃焼器は、圧力容器である外筒１，燃焼ガスを形成するための燃焼器ライナ３，燃焼器ライナ３を冷却するためのフロースリーブ２，燃料と空気を燃焼器ライナに噴射し、それらを混合して火炎を保持するための燃料ノズル４，多種の燃料等を燃料ノズルへ供給し、燃料ノズル４を固定するための燃料ノズルボディ５，燃焼ガスをタービンへ供給するための尾筒などで構成される。
【００１６】圧縮機から送られる空気２１は、燃焼器で尾筒を冷却し、フロースリーブ２とライナ３の間を流れ、ライナ３を冷却しながらライナ空気孔３−ａより供給される燃焼空気２４，燃料ノズル４に設けてある低カロリーガス燃焼用のスワラ空気２２、および燃焼器外筒１の頭部より分岐した空気マニホールド６を経て、パイロットバーナ燃焼用の空気通路２３へ配分される。
【００１７】一方、燃料ノズル４へは高カロリーガス１１が供給され、燃料ノズル４より高カロリーガス１１を噴出し燃焼器内で着火が行われる。
【００１８】燃焼器の着火完了後、パイロット燃料１１を徐々に増加させ、それに伴って圧縮機およびタービンの回転数が増し、ガスタービンの自立運転に入る（昇速）。ガスタービンが定格回転数（無負荷）に達した後、発電機を併入することで負荷がとれる。
【００１９】高カロリーガスによる燃焼を継続し、燃焼器へ石炭ガス化ガスあるいは高炉ガス等の低カロリーガスが供給可能になったのち、パイロット燃焼から低カロリーガス燃焼へ燃焼状態を切り替える（高カロリーガスと低カロリーガスの混焼）。その後、低カロリーガスの発熱量が所定の値に達した後、低カロリーガス専焼の運転モードとなる。
【００２０】先にも述べたが、パイロットバーナの燃焼用空気２３の供給方法に関して、燃焼器外筒１の頭部より分配する際、燃焼器内のスワラ近くで偏流が発生するのを防ぐために、マニホールド６を設けた。マニホールド６で均圧となった空気２３は、接続管８によって燃料ノズルボディ５の空気通路７（油焚きのアシスト空気ライン）へ供給される。燃料ノズル４の出口部では、燃焼用の空気２３は旋回流となって噴出される。
　【００２１】高カロリーガス燃焼から低カロリーガス燃焼への燃料切り替え（混焼状態）では、図中に示すように、高カロリーガスノズルの外周側から低カロリーガスが供給され、燃料ノズル４の前面に形成される循環流内の酸素濃度が著しく低下するため、パイロットバーナの燃焼用空気２３の供給が重要となってくる。上記燃焼用の空気２３の供給量が不十分な場合、火炎がリフト気味になるなどの不安定さを伴う。本発明の場合、パイロットバーナの燃焼用の空気通路２３を充分に確保できるため、混焼状態でも安定に燃焼することが可能である。」（段落【００１５】ないし【００２１】）
　
オ．「【００２４】
【発明の効果】本発明によれば、高カロリーガスと低カロリーガスを同一の燃料ノズルで兼用して燃焼するガスタービン燃焼器で、燃料ノズルの中心部に位置する高カロリーガスの燃焼用の空気を燃焼器外筒の頭部よりマニホールドを介して燃料ノズルボディより供給するために、燃料ノズルの構造を複雑化することなく、単純な構造で容易に空気量を確保することができる。また、従来のような複雑な燃料ノズルの構造にはならないため、製作コストの大幅な削減が可能となる。
【００２５】さらには、空気は燃焼器ライナを冷却した後に分岐するため、燃焼器ライナの冷却空気を確保でき、燃焼器ライナの信頼性の向上を図ることができる。（段落【００２４】及び【００２５】）
　　　
（２）引用文献記載の発明
　ここで、上記（１）ア．ないしオ．及び図面の記載を参酌すると、引用文献には以下の点が記載されていることがわかる。
　　
カ．燃焼器ライナ３は、燃焼部位（以下、「燃焼部位Ａ」という。）を形成しており、圧縮機からの空気２１の流れ（【図１】で見れば右側から左側への流れ）は、フロースリーブ２とライナ３との間との空気通路（以下、「空気通路Ｂ」という。）を通って流れ、燃焼ガスをタービンへ供給する流れ（【図１】で見れば左側から右側への流れ）と逆方向であることがわかる。
　
キ．燃焼器のフロースリーブ２の頭部にマニホールド６があり、同じく燃焼器ライナ３の頭部に燃料ノズル４があり、燃料ノズル４の軸心に設けた高カロリーガス燃焼用の燃料ノズルと、その隣接する外周側に設けたパイロットバーナ用の空気旋回通路（空気通路２３）と、その外周側に備えた低カロリーガス燃料用の旋回通路と、その隣接する外周側に低カロリーガス燃焼用の空気旋回通路とを備えた燃料ノズル４であることがわかる。
　　
ク．低カロリーガス燃焼用の燃料ノズルに対して燃焼器ライナ３の径方向の内側に配置され、空気通路Ｂを通った空気を、該空気通路Ｂから径方向内側に延びる接続管８により導入して燃焼部位Ａに供給するパイロットバーナ用の空気旋回通路があることがわかる。
　　　
ケ．低カロリーガス燃焼用の燃料ノズルは、パイロットバーナ用の空気旋回通路および低カロリーガス燃焼用の空気旋回通路を経ることなく直接燃焼部位Ａへ低カロリーガス燃料を噴射するように配置されているガスタービンの燃焼器であることがわかる。
　　
コ．以上、上記（１）ア．ないしオ．及び上記カ．ないしケ．の記載を参酌すると、引用文献には、以下の発明が記載されているといえる。
　「内部に燃焼部位Ａを形成する燃焼器ライナ３と、前記燃焼器ライナ３の外方を覆うフロースリーブ２とを備え、前記燃焼器ライナ３とフロースリーブ２との間で、圧縮機からの空気を前記燃焼器ライナ３からタービンに向かう燃焼ガスの流出方向と逆方向に導入する空気通路Ｂが形成されたガスタービン燃焼器であって、
　前記燃焼器ライナ３の頭部に燃焼器ライナ３と前記燃焼部位Ａへ低カロリーガス燃料を噴射する低カロリーガス燃焼用の燃料ノズルと、
　前記第低カロリーガス燃焼用の燃料ノズルに対して燃焼器ライナ３の径方向の外側に配置されて、前記空気通路Ｂを通った空気２１をスワラ空気２２として燃焼部位Ａに供給する、低カロリーガス燃焼用の空気旋回通路と、　
　前記低カロリーガス燃焼用の燃料ノズルに対して燃焼器ライナ３の径方向の内側に配置されて、前記空気通路Ｂを通った空気を、該空気通路Ｂから径方向内側に延びる接続管８により導入して燃焼部位Ａに供給するパイロットバーナ用の空気旋回通路と、
　高カロリーガス燃料を噴射する高カロリーガス燃焼用の燃料ノズルとを備え、
　前記低カロリーガス燃焼用の燃料ノズルは、前記空気通路２３および低カロリーガス燃焼用の空気旋回通路を経ることなく直接前記燃焼部位Ａへ
低カロリーガス燃料を噴射するように配置されているガスタービンの燃焼器。」（以下、「引用文献記載の発明」という。）
　
３．対比
  本願発明と引用文献記載の発明とを対比すると、引用文献記載の発明における「ガスタービン燃焼器」は、その機能及び目的からすると本願発明における「（ガスタービンの）燃焼器」に相当し、同様に引用文献記載の発明における「燃焼器ライナ３」は、本願発明における「内筒」に相当し、「燃焼部位Ａ」は「燃焼室」に、「フロースリーブ２」は「外筒」に、「燃焼器ライナ３の頭部」は「内筒の頂部」に、「空気通路Ｂ」は「空気導入通路」に、「低カロリーガス燃焼用の燃料ノズル」は「第１燃料噴射孔」に、「高カロリーガス燃焼用の燃料ノズル」は「第２燃料噴射孔」に、「低カロリーガス燃焼用の空気旋回通路」は「アキシャルスワラーを有する外側空気通路」に、「接続管８」は「導入路」に、「パイロットバーナ用の空気旋回通路」は「内側空気通路」に各々相当する。また、引用文献記載の発明における「低カロリーガス燃料」及び「高カロリーガス燃料」は、本願発明における「燃料」に相当し、引用文献記載の発明における「空気２１をスワラ空気２２として」は、本願発明における「空気を旋回流として」に相当することは明らかである。よって、本願発明と引用文献記載の発明とは、
　「内部に燃焼室を形成する内筒と、前記内筒の外方を覆う外筒とを備え、 前記内筒と外筒との間で、圧縮機からの空気を前記内筒からタービンに向かう燃焼ガスの流出方向と逆方向に導入する空気導入通路が形成された燃焼器であって、
　前記内筒の頂部に内筒と前記燃焼室へ燃料を噴射する第１燃料噴射孔と、
　前記第１燃料噴射孔に対して内筒の径方向の外側に配置されて、前記空気導入通路を通った空気を旋回流として燃焼室に供給する、アキシャルスワラーを有する外側空気通路と、
　前記第１燃料噴射孔に対して内筒の径方向の内側に配置されて、前記空気導入通路を通った空気を、該空気導入通路から径方向内側に延びる導入路により導入して燃焼室に供給する内側空気通路と、
　燃料を噴射する第２燃料噴射孔とを備え、
　前記第１燃料噴射孔は、前記内側および外側空気通路を経ることなく直接前記燃焼室へ
燃料を噴射するように配置されているガスタービンの燃焼器。」の点で一致し、以下の点で相違する。
（相違点）
（１）本願発明においては、内筒と同心状に配置されて燃焼室へ燃料を噴射する複数の第１燃料噴射孔を設けたのに対して、引用文献記載の発明においては、本願発明に相当する特定事項である「第１燃焼孔」が、上記のように「内筒」と「同心状」に「複数」配置されているか明らかではない点（以下、「相違点１」という。）。
　　　
（２）本願発明においては、「内側空気通路」に燃料を噴射する「第２燃料噴射孔」とを備えたのに対して、引用文献記載の発明においては、本願発明の「内側空気通路」に相当する「パイロットバーナ用の空気旋回通路」が、本願発明の「燃料を噴射する第２燃料噴射孔」に相当する「高カロリーガス燃料用の燃料ノズル」の隣接する外周側にある点（以下、「相違点２」という。）。
　　
４．判断
上記相違点（１）及び（２）について検討する。
（１）相違点１について
　内筒と同心状に配置されて燃焼室へ燃料を噴射する複数の第１燃料噴射孔を設けることは周知（例えば、当審拒絶理由で例示した、特開２００２−６１８３９号公報参照、以下、「周知技術」という。）であり、上記周知技術を引用文献記載の発明に適用して相違点１に係る本願発明のように特定することは、当業者が容易に推考し得るものである。
　　　
（２）相違点２について
　引用文献には、「燃料ノズルの軸心に設けた高カロリーガス燃焼用の燃料ノズルと、その隣接する外周側に設けたパイロットバーナ用の空気旋回通路」（【特許請求の範囲】）及び「燃料ノズルの出口部４では、燃焼用の空気２３は旋回流となって噴出される。」（【００２０】）と記載されていることから、「パイロットバーナ用の空気旋回通路」を通った燃焼用の空気２３は燃焼ノズル出口部４で旋回流となって噴出されると共に、燃料は隣接する軸心にある「高カロリーガス燃料用の燃料ノズル」から噴出していることがわかる（以下、「技術事項」という。）。
　上記の技術事項は、本願発明で特定されている「内側空気通路に燃料を噴射する第２燃料噴射孔を備え」ることによって、【００１９】等で記載される「燃料」と「空気」とによる「混合気」の形成と比べて格別な相違があるものではなく、引用文献記載の発明における「パイロットバーナ用の空気旋回通路」（本願発明の「内側空気通路」に相当する。）を、「高カロリーガス燃料用の燃料ノズル」（本願発明の「燃料を噴射する第２燃料噴射孔」に相当する。）の隣接する外周側に設けることに代えて、相違点２に係る本願発明のように特定することは、当業者が適宜なし得るものである。
　　　
　また、本願発明を全体として検討しても、引用文献記載の発明及び周知技術から予測される以上の格別の効果を奏するとも認めることができない。
　
５．むすび
　したがって、本願発明は、引用文献記載の発明及び周知技術に基づいて当業者が容易に発明をすることができたものであるから、特許法第２９条第２項の規定により特許を受けることができない。
　よって、結論のとおり審決する。