【事件の表示】
　特願２００２−５５６５８５「エアデータセンサ」拒絶査定不服審判事件〔平成１４年　７月１８日国際公開、ＷＯ０２／５５９７７、平成１６年　８月１２日国内公表、特表２００４−５２４５２０〕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・原査定の拒絶の理由
　本願は、２００２年１月８日（パリ条約による優先権主張外国庁受理２００１年１月９日、米国）を国際出願日とする国際出願であって、平成１９年７月２０日付けで手続補正（以下、「補正１」という。）がなされ、平成２０年５月７日付け（送達日：同年同月９日）で拒絶査定がなされ、これに対して同年８月７日に拒絶査定不服審判の請求がなされたものである。
　
　そして、原査定の拒絶の理由は、特許請求の範囲に記載された発明は、本願の優先日前に頒布された刊行物である、米国特許第５９６１０８０号明細書（以下、「引用刊行物１」という。）に記載された発明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り、また、米国特許第５８７４６７１号明細書（以下、「引用刊行物２」という。）に記載された発明及び引用刊行物１に記載された技術事項に基づいて、当業者が容易に発明をすることができたものともいえるから、いずれにせよ、特許法第２９条第２項の規定により特許をすることができない、というものである。
　
２　本願発明
　本願の請求項１ないし１８に係る発明は、補正１によって補正された明細書及び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１８に記載された事項により特定されるとおりのものと認められるところ、その請求項１に係る発明は、次のとおりである。
「４０ノット未満の対気速度に関連付けられた対気速度パラメータを検知するためのコンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリであって、
　前記コンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリは、
　ａ．フレキシブル基板と、
　ｂ．コンフォーマブル・カバー層と、
　ｃ．少なくとも一つの圧力センサを有し、フレキシブル基板とコンフォーマブル・カバー層の間に位置し、コンフォーマブル・カバー層に隣接した４０ノット未満の対気速度に関連付けられた対気速度パラメータを検知するためのアセンブリがエアボーン車両の表面にコンフォーマブルに固定されるとき、この対気速度パラメータを検知するためのアセンブリを形成する、薄いエアデータセンサとを含む、コンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリ。」（以下、「本願発明」という。）
　
３　引用刊行物に記載の事項・引用発明
　引用刊行物１である、本願の優先日前の１９９９年１０月５日に頒布された米国特許第５９６１０８０号明細書には、「SYSTEM FOR EFFICIENT CONTROL OF FLOW SEPARATION USING A DRIVEN FLEXIBLE WALL（駆動可撓壁を用いた、流れの分離の有効な制御のためのシステム）」（発明の名称）に関して、次の事項が図面とともに記載されている。なお、本審決書において、訳文は当審によるものである。
　
（ａ）「The present application relates to a system and method for the active control of steady and unsteady boundary layer flow separation over surfaces of a structure.」（第１欄第１６〜１８行）
（訳文「この出願は、構造物表面上の定常・非定常境界層の流れ分離アクティブコントロールのための、システムと方法に関する。」）
　
（ｂ）「Boundary layer flows, such as flows over aircraft wings, are characterized by a thin layer of fluid adjacent a surface of a structure (i.e., the boundary layer) where viscosity of the fluid plays an important role. 」（第１欄第２０〜２３行）
（訳文「航空機の翼上の流れのような境界層の流れは、流れの粘性が重要な役割を果たす構造物の表面に沿った流れの薄い層によって、特徴づけられる。」）
　
（ｃ）「However, when the aircraft is moving at slow speeds and at a high angle of attack, e.g., during take off or landing, the air flow over the top surface of the wing is prone to separate. 」（第１欄第５６〜５９行）
（訳文「しかしながら、航空機が遅い速度で、さらに、離着陸のような角度のついた状態で動いているとき、翼の表面頂上の空気流は、分離する傾向がある。」）
　
（ｄ）「The system includes an array of transducers within a flexible housing that can be affixed to a surface of a structure, such as an aircraft wing, over which boundary layer flow occurs so that at least an outer surface of the flexible wall remains in contact with the flow. In the sensor mode, the transducers are used to measure flow induced vibrations of the outer wall of the flexible housing. 」（第５欄第１１〜１７行）
（訳文「このシステムは、少なくとも、可撓壁の外側表面が流れに接するように、航空機の翼のような構造物の表面に貼り付けることのできるフレキシブルハウジングの中に、トランスデューサのアレイを含んでいる。センサモードでは、トランスデューサは、フレキシブルハウジングの外壁の振動によって生じる流れを計るのに、利用される。」）
　
（ｅ）「Referring to FIGS. 1a and 2, the flow separation control system of the present application includes a transducer array 1 and a flexible housing 2. The transducer array 1 includes a plurality of transducers (or conductive strips) 1a each having a width W and being spaced apart by a distance S relative to the flow 4. 」（第５欄第２１〜２６行）
（訳文「図１ａと２によれば、この発明の流れ分離制御システムは、トランスデューサアレイ１とフレキシブルハウジング２を有する。トランスデューサアレイ１は、それぞれ幅がＷであり、流れ４の方向に距離Ｓの間隔で設けられている、多数のトランスデューサ（あるいは、電極帯）１ａを有している。」）
　
（ｆ）「The flexible housing 2 preferably has a dielectric inner wall (or substrate) 3a capable of being mounted to the structure surface and to follow the contours of the surface, and an flexible outer wall 3b. The outer wall 3b is made from a thin flexible dielectric sheet and has a conductive portion that is preferably formed by depositing aluminum onto an outer surface of the sheet. The outer wall 3b can have a thickness ranging from between about 5 microns and about 50 microns, and is preferably 20 microns thick.」（第５欄第５３〜６１行）
（訳文「フレキシブルハウジング２は、好ましくは、構造物の表面に結合され、表面の輪郭に追従することができる、誘電体の内壁（又は、基体）３ａを有している。外壁３ｂは、薄い可撓性誘電シートからなり、シートの外側表面に蒸着されるアルミニウムからなる電極を有している。この外壁３ｂは、約５μｍから５０μｍの薄さを有し、好ましくは２０μｍである。」）
　
（ｇ）「To form the transducer array, the transducers 1a may be mounted on or imbedded in the inner wall 3a of the flexible housing 2, as shown in FIG. 2. 」（第５欄第６２〜６４行）
（訳文「図２に見られるように、トランスデューサ−アレイを形成するために、トランスデューサ１ａは、フレキシブルハウジング２の内壁３ａの表面に取り付けられるか、内部に埋め込まれる。」）
　
（ｈ）「The flexible housing can be secured to the surface of the structure, e.g., the surface of a rotor blade or a wing, preferably by adhesive. However, other known techniques may be used to secure the housing to the structure surface.」（第６欄第２８〜３１行）
（訳文「フレキシブルハウジングは、構造物、例えば、ローターブレードや翼の表面に、好ましくは接着によって、強固に接合される。しかしながら、他の公知の技術によっても、ハウジングを構造物の表面に接合することができる。」）
　
（ｉ）「Continuing to refer to FIG. 2, in the sensor mode, because segments 12 between the inner wall 3a and the outer wall 3b and bounded by the transducers have larger air gaps 12, and because these segments 12 are not directly energized by the bias voltage, these un-energized sections 12 respond more readily to surface pressure fluctuations which permits the system to detect points on the outer wall 3b where initial flow separation occurs. Thus, in the sensor mode the transducer array operates as an array of, for example, distributed microphones or wall-pressure fluctuation sensors. When the flow sensor control system of the present application is mounted on a surface of a structure, the flow of air over the outer wall 3b causes portions of the wall adjacent the segments 12 to oscillate. The frequency and mode of these oscillations depend on the coupling of the flow with the outer wall. For example, the waviness induced by the wall can result in inflections in the wall layer velocity profile, as shown in FIG. 3. These inflectional profiles have characteristic frequencies which would also be sensed by the wall so that induce fluctuations in the air gap between the outer wall and the transducers can be measured. That is, the induced fluctuations result in variations in the electrical capacitance between the outer wall 3b and the transducers 1a. When the DC bias voltage Vdc is applied in absence of AC voltage (i.e., Vac= 0), the bias voltage between a transducer and the outer wall fluctuates in response to sensed pressure changes. This fluctuating voltage signal can be extracted from the bias voltage by, for example, blocking the DC voltage. Typically, the fluctuating voltage signal contains information about the flow, and can be used for determining the frequency, spatial location, temporal phase and wave number for actuation, so as to obtain the desired counteracting effect.」（第７欄第１４〜４５行）
（訳文「続けて図２を参照すると、センサーモードでは、内壁３ａと外壁３ｂとトランスデューサによって隔てられているものの間のセグメント１２は、より大きいエアギャップ１２を有する。これらのセグメント１２に、バイアス電圧は直接流れないので、これらの電気が流れないセクション１２は、システムに、最初の流れ分離が生じる外壁３ｂの位置を検出することを可能とする表面圧力変動に対し、より早く反応する。したがって、センサモードでは、トランスデューサアレイは、例えば、マイクロフォンや壁圧変動センサのアレイとして作用する。この発明のフローセンサコントロールシステムが構造物の表面に据え付けられるとき、外壁３ｂ上の空気流は、セグメント１２に接する外壁の部分に、振動を引き起こす。この振動の周波数とモードは、流れと外壁の結合による。例えば、外壁が引き起こす波形は、図３に見られるように、外壁のレイヤー速度のプロファイルに屈折をもたらす。この屈折プロファイルは、外壁によっても検出される特徴的な周波数を有するので、外壁とトランスデューサの間のエアギャップ内に引き起こされる変動が、検出されうる。それは、引き起こされる変動が、外壁３ｂとトランスデューサ１ａとの間の静電容量の変化をもたらす。直流バイアス電圧Vdcが、交流電圧が無い状態（Vac=0）に適用される時、トランスデューサと外壁変動との間で、検出された圧力に応じて、バイアス電圧が変化する。この振動電圧信号は、バイアス電圧から、例えば、ブロッキング直流電圧によって、抽出される。典型的には、この振動電圧信号は、流れに関する情報を含み、そして、周波数や空間の位置、駆動のための時間のフェーズと波数の決定に用いられ、要求される影響の中和を含む。」）
　
（ｊ）「In a first set of examples, experiments were conducted in a low-speed subsonic wind-tunnel having a maximum velocity of about 15 m/s.」（第８欄第３０〜３２行）
（訳文「最初の実施例では、実験は、約１５ｍ／ｓの最大速度を有する低速度音速風洞にて、おこなわれた。」）
　
　そして、上記記載事項（ａ）ないし（ｊ）、並びに、流れ分離コントロールシステムの実施例の断面図を示したFIG.2及び可撓外壁の振動を示す概略図を示したFIG.3から、以下の技術事項（ア）ないし（キ）をそれぞれ読み取ることができる。
　
・フレキシブルハウジング２は、遅い速度の空気の流れが引き起こす現象である流れの分離を流れの速度プロファイルによって検知するために、遅い速度の空気の流れの速度により生じる内壁３ａと外壁３ｂとの間のエアギャップ８の変化を検知するものであることから、（ｃ）、（ｉ）、（ｊ）及びFIG.3から、
（ア）フレキシブルハウジング２は、遅い速度の空気の流れの速度により生じる内壁３ａと外壁３ｂとの間のエアギャップ８の変化を検知するためのものである点。
　
・（ｆ）、（ｇ）及びFIG.2から、
（イ）フレキシブルハウジング２が、内壁３ａと、外壁３ｂと、トランスデューサアレイ１とを有している点。
　
・（ｆ）から、
（ウ）内壁３ａは、柔軟性を有する点。
　
・（ｉ）から、
（エ）トランスデューサ１ａは、圧力を検出するものである点。
　
・（ｇ）及びFIG.2から、
（オ）トランスデューサアレイ１は、内壁３ａと外壁３ｂとの間に位置する点。
　
・（ｄ）、（ｆ）、（ｈ）及びFIG.2から、
（カ）フレキシブルハウジング２は、航空機の翼のような構造物の表面に据え付けられるものである点。
　
・（ｆ）から、フレキシブルハウジング２自体が薄いものであり、そして、トランスデューサアレイ１は、当該薄いフレキシブルハウジング２の内部に取り付けられているものであるから、
（キ）トランスデューサアレイ１は、薄いものである点。
　
　したがって、以上の技術事項（ア）ないし（キ）を総合勘案すると、引用刊行物１には、次の発明が記載されていると認められる。
「遅い速度の空気の流れの速度により生じるエアギャップ８の変化を検知するためのフレキシブルハウジング２であって、
　前記フレキシブルハウジング２は、
　柔軟性を有する内壁３ａと、
　外壁３ｂと、
　少なくとも１つの圧力を検出するトランスデューサ１ａを有し、柔軟性を有する内壁３ａと外壁３ｂとの間に位置し、外壁３ｂに接した遅い速度の空気の流れにより生じる内壁３ａと外壁３ｂとの間のエアギャップ８の変化を検知するためのフレキシブルハウジング２が航空機の翼のような構造物の表面に据え付けられるとき、このエアギャップ８の変化を検知するためのフレキシブルハウジング２を形成する、薄いトランスデューサアレイ１とを含む、フレキシブルハウジング２。」（以下、「引用発明１」という。）
　
４　対比
（１）対比
　本願発明と引用発明１とを比較する。
　
（ア）引用発明１の「柔軟性を有する内壁３ａ」は、本願発明の「フレキシブル基板」に相当し、以下同様に、「トランスデューサ１ａ」は「圧力センサ」に、「フレキシブルハウジング２」は「アセンブリ」に、「航空機の翼のような構造物」は「エアボーン車両」に、「トランスデューサアレイ１」は「エアデータセンサ」に、それぞれ相当する。
　
（イ）引用発明１の「エアギャップ８の変化」の程度は、空気の流れの速度に依存するものであり、空気の流れの速度の指標となるから、引用発明1の「空気の流れの速度により生じるエアギャップ８の変化」は、本願発明の「対気速度に関連付けられた対気速度パラメータ」に相当するといえる。
　
（ウ）引用発明１の「遅い速度」も、本願発明の「４０ノット未満」も、共に、空気の流れの速度に関連する「遅い速度」である点で共通する。
　
（エ）ここで、本願発明の「コンフォーマブル」という用語について、検討する。
　「コンフォーマブル」という用語は、日本語として一般的なものではないが、英語の「comformable」には、「１（形・性質・特性などが）（…に）似ている、似通った、相似の；合致［適合］した…」（小学館ランダムハウス英和大辞典第二版編集委員会編、「小学館ランダムハウス英和大辞典」、第２版、株式会社小学館、１９９４年１月１日、p.575）という意味がある。
　してみれば、本願発明の「コンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリ」とは、他の何らかの対象物に適合するようなエアデータセンサのアセンブリのことを意味すると認められる。同様に、本願発明の「アセンブリがエアボーン車両の表面にコンフォーマブルに固定される」とは、アセンブリがエアボーン車両の表面に適合するように固定されることを意味すると認められる。
　一方、引用発明１の「フレキシブルハウジング２」は、航空機の翼のような構造物の表面に据え付けられるものであり、表面に沿った形で据え付けられるものであるから、該フレキシブルハウジング２は、航空機の翼のような構造物の表面に適合するように据え付けられるものである。
　したがって、引用発明１の「フレキシブルハウジング２」は、本願発明の「コンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリ」に相当し、同様に、引用発明１の「フレキシブルハウジング２が航空機の翼のような構造物の表面に据え付けられる」は、本願発明の「アセンブリがエアボーン車両の表面にコンフォーマブルに固定される」に相当するといえる。
　
（オ）本願発明の「コンフォーマブル・カバー層」についても、上記（エ）で検討したように、他の物体に適合するカバー層のことを意味すると認められる。
　一方、引用発明１の外壁３ｂは、内壁３ａとの間でエアギャップ８を形成するように、内壁３ａに適合する形状を有しているものであり、また、外壁３ｂと内壁３ａとが、航空機の翼のような構造物の表面に適合するフレキシブルハウジング２を形成していることは、FIG.2からも明らかである。
　したがって、引用発明１の「外壁３ｂ」は、本願発明の「コンフォーマブル・カバー層」に相当するといえる。
　
　したがって、本願発明と引用発明１の両者は、
「遅い速度の対気速度に関連付けられた対気速度パラメータを検知するためのコンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリであって、
　前記コンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリは、
　ａ．フレキシブル基板と、
　ｂ．コンフォーマブル・カバー層と、
　ｃ．少なくとも一つの圧力センサを有し、フレキシブル基板とコンフォーマブル・カバー層の間に位置し、コンフォーマブル・カバー層に隣接した遅い速度に関連付けられた対気速度パラメータを検知するためのアセンブリがエアボーン車両の表面にコンフォーマブルに固定されるとき、この対気速度パラメータを検知するためのアセンブリを形成する、薄いエアデータセンサとを含む、コンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリ。」の点で一致し、以下の点で相違する。
　
［相違点１］
　対気速度パラメータが関連付けられた対気速度が、本願発明では、４０ノット未満であるのに対し、引用発明１では、遅い速度であるとしているにとどまる点。
　
（２）相違点１についての判断
　引用刊行物１の記載（ｃ）によれば、引用刊行物１には、航空機の対気速度が遅い場合の課題が開示されており、しかも、最大風速が約１５ｍ／ｓ（当審注：＝２９．１６ノット）の風洞を使用した実施例も開示されている（ｊ）。
　
　してみれば、引用発明１のフレキシブルハウジング２を、実施例の数値を含む４０ノット未満の対気速度に対して適用するものとすることは、当業者が容易に想到し得たことである。
　
　そして、本願発明が奏する効果も、引用発明１から、当業者が予測し得る範囲内のものである。
　
　したがって、本願発明は、引用発明１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。
　
　以上のとおり、本願発明は、引用発明１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が、原査定の拒絶の理由にも鑑み、念のため、本願発明が引用刊行物２に記載の発明、及び、引用刊行物１に記載の技術事項に基づいて、当業者が容易に発明をすることができたものであるか、についても検討しておく。
　
５　予備的検討
（１）引用発明２
　引用刊行物２である、本願の優先日前の１９９９年２月２３日に頒布された米国特許第５８７４６７１号明細書には、「INSTRUMENTED DEVICE OF SMALL THICKNESS FORMING A SKIN（皮膚のような薄さの計器デバイス）」（発明の名称）に関して、次の事項が図面とともに記載されている。
　
（ｏ）「The present invention has for its object an instrumented device of very small thickness such as a skin, adapted to be applied removably on any surface, particularly for studying aerodynamic flow over an external wall of an aircraft structure. 」（第１欄第４〜８行）
（訳文「この発明は、皮膚のような十分に薄い厚さの計器デバイスを有して、そのデバイスは、あらゆる表面上に取り外し可能なように適している。特に、航空機の外壁上の空気力学的な流れを解析するのに適している。」）
　
（ｐ）「In FIG. 1, there is a shown a portion of an aircraft hull 10, on the external wall of which is installed an assembly of instrumented devices 12 according to the present invention with their connector wires 14. 」（第４欄第３３〜３６行）
（訳文「図１は、航空機本体１０の一部を示すものであり、航空機本体の外壁上には、コネクタワイヤ１４を用いたこの発明による計器デバイス１２のアセンブリが設置されている。」）
　
（ｑ）「 Generally speaking, each device comprises, as is shown in FIGS. 2 and 3A, 3B and 3C, a support 16 which is strong but sufficiently flexible to be shaped according to the profile of the region onto which it is to be applied. This support 16 is generally a plate 24, metallic or of polymeric material according to the uses as indicated above in the description.
 This plate 24, for example metallic or of polymeric material such as epoxy, is of small thickness, of the order of a millimeter. 
 These plates are more particularly relatively narrow bands to permit instrumentation generally along the lines of airflow, which is to say parallel to the air streams or perpendicular thereto. 
 The plate is provided in the factory with all the functional elements, comprising detectors 18 and the bundle of connections 20 in question, or securement means 22 for said plate on the structure. 」（第４欄第５３行〜第５欄第６行）
（訳文「一般に、各デバイスは、図２、３Ａ、３Ｂ及び３Ｃに見られるように、支持体１６を含む。該支持体１６は、強固でありながら、支持体１６が取り付けられる箇所の部分のプロファイルに従って形づくられる十分な柔軟性を有する。この支持体１６は通常、下記の説明に示されるような使用に適する、金属またはポリマー材料からなるプレート２４である。
　このプレート２４は、例えば金属または、エポキシのようなポリマー材料であり、ミリメートルオーダーの薄さである。
　これらのプレートは特に、空気流のラインに沿って計装を可能にする、比較的狭い帯状である。そしてそれは、空気流に平行か垂直方向かである。
　このプレートは、工場で、検出器１８と接続部の束２０、そして、構造物上の該プレートのための支持手段２２を含む、すべての機器と共に提供される。」）
　
（ｒ）「In FIG. 3A, there is shown a first embodiment from a metallic plate 24 of one millimeter thickness which is applied on a predetermined region of the structure bearing the general reference numeral 26. 
 The detectors 18 are of very small thickness and in the present case, it is a pressure gauge 28 cemented on the internal surface of the plate 24, a hole 30 being provided through the plate directly in the exact region of the pressure gauge, determined as a function of the measurements to be recorded. 
 The plate also comprises holes 32 for pressure equalization which permit equalizing the pressures between the exterior and the volume of air trapped beneath the plate, pressure differences which could give rise to errors of measurement and above all over-pressure generating forces to tear the plate from the structure. Such holes can have diameters of the order of a millimeter. 」（第５欄第７〜２３行）
（訳文「図３Ａによれば、参照符号２６で示される構造物の予め定められた部分に適応する１ミリメートルの厚さの金属プレート２４に、最初の特徴が見出される。
　検出器１８は十分に薄く、この発明において、検出器１８は、プレート２４の内面にセメントで取り付けられる圧力センサ２８、及び、圧力センサの取付位置に直接対応するプレートの領域に貫通して設けられている穴３０であり、記録される計測機能として決定される。
　このプレートはまた、圧力の均一化のために、外部とプレートの下方の空気だまりの空間との間の圧力均一化を可能にする穴３２を有する。圧力の違いは、測定にエラーをおこし、上記すべての過剰な圧力は、構造物からプレートを引き離そうとする力を生成する。このような穴は、ミリメートルオーダーの直径を有することができる。」）
　
　そして、上記記載事項（ｏ）ないし（ｒ）並びに、デバイスを備え付けた航空機の部分図を示すFIG.1、計器デバイスを取り付けた構造物の湾曲部の透視図を示すFIG.２、及び、計器デバイスの断面図を示すFIG.3Aから、以下の技術事項（サ）ないし（ソ）をそれぞれ読み取ることができる。
　
・（ｏ）から、
（サ）計器デバイス１２は、航空機外壁上の空気の流れを検知するものである点。
　
・（ｑ）及びFIG.3Aから、
（シ）計器デバイス１２は、取り付けられる箇所の部分の形状に従って形づくられる十分な柔軟性を有する支持体１６を含み、該支持体１６が、金属又はポリマー材料からなるプレート２４である点。
（ス）計器デバイス１２は、プレート２４及び検出器１８を有している点。
　
・（ｒ）及びFIG.3Aから、
（セ）検出器１８は、十分に薄いものであり、圧力センサ２８を有し、そして、プレート２４の内面に取り付けられている点。
　
・上記（シ）、（ｐ）、（ｑ）及びFIG.1,2,3Aから、
（ソ）計器デバイス１２は、航空機外壁のプロファイルに従って形づくられて設置されるものである点。
　
　したがって、以上の技術事項（サ）ないし（ソ）を総合勘案すると、引用刊行物２には、次の発明が記載されていると認められる。
「航空機外壁上の空気の流れを検知するための計器デバイス１２であって、
　該計器デバイス１２は、
　プレート２４と、
　圧力センサ２８を有し、プレート２４の内面に位置し、航空機外壁上の空気の流れを検知するための計器デバイス１２が航空機外壁のプロファイルに従って形づくられるように設置されるとき、この航空機外壁上の空気の流れを検知するためのデバイスを形成する、十分に薄い検出器１８とを含む、計器デバイス１２。」（以下、「引用発明２」という。）
　
（２）対比
　本願発明と引用発明２とを比較する。
（ア）引用発明２の「圧力センサ２８」は本願発明の「圧力センサ」に、引用発明２の「航空機外壁上」は本願発明の「エアボーン車両の表面」に、それぞれ相当する。
　
（イ）引用発明２の計器デバイス１２は、航空機外壁上の空気の流れを検知するためのデバイスであるが、該空気の流れは、航空機の対気速度によって変化することは、技術的にも明らかな事項である。
　したがって、引用発明２の「航空機外壁上の空気の流れ」は、本願発明の「対気速度パラメータ」に相当するといえる。
　
（ウ）上記４（１）（エ）でも検討したとおり、本願発明の「コンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリ」とは、他の何らかの対象物に適合するようなエアデータセンサのアセンブリのことを意味し、同様に、本願発明の「アセンブリがエアボーン車両の表面にコンフォーマブルに固定される」とは、アセンブリがエアボーン車両の表面に適合するように固定されることを意味すると認められる。
　一方、引用発明２の「計器デバイス１２」は、計器デバイス１２を構成する支持体１６が、航空機外壁のプロファイルに従って形づくられるように設置されるものであるから、該計器デバイス１２は、航空機外壁上に適合するように設置されているものである。
　したがって、引用発明２の「計器デバイス１２」は、本願発明の「コンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリ」に相当し、同様に、引用発明２の「計器デバイス１２が航空機外壁のプロファイルに従って形づくられるように設置される」は、本願発明の「アセンブリがエアボーン車両の表面にコンフォーマブルに固定される」に相当するといえる。
　
（エ）引用発明２の「プレート２４」は、取り付けられる対象物のプロファイルに従って形づくられている支持体１６であることから、本願発明の「コンフォーマブル・カバー層」に相当するといえる。
　
　したがって、本願発明と引用発明２の両者は、
「対気速度パラメータを検知するためのコンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリであって、
　前記コンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリは、
　ｂ．コンフォーマブル・カバー層と、
　ｃ．少なくとも一つの圧力センサを有し、コンフォーマブル・カバー層の内面に位置し、コンフォーマブル・カバー層に隣接した対気速度パラメータを検知するためのアセンブリがエアボーン車両の表面にコンフォーマブルに固定されるとき、この対気速度パラメータを検知するためのアセンブリを形成する、薄いエアデータセンサとを含む、コンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリ。」の点で一致し、以下の点で相違する。
　
［相違点２］
　対気速度パラメータが、本願発明では、４０ノット未満の対気速度に関連付けられているのに対し、引用発明２では、特定の対気速度に関連付けられていない点。
　
［相違点３］
　本願発明のコンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリは、「フレキシブル基板」を有し、圧力センサが、該フレキシブル基端とコンフォーマブル・カバー層の間に位置するのに対し、引用発明２の計器デバイス１２は、本願の「フレキシブル基板」に相当する構成を有しておらず、その結果、圧力センサ２８は、プレート２４の内面、すなわち、航空機外壁とプレートとの間に位置している点。
　
（２）相違点についての判断
［相違点２について］
　上記４（２）でも検討したとおり、引用刊行物１には、航空機の翼のような構造物の表面に据え付け対気速度パラメータを検出するトランスデューサを、遅い対気速度に対して適用するという技術事項（以下、「引用刊行物１記載の技術事項」という。）が、示唆されている。
　そして、引用発明２と引用刊行物１に記載されたフレキシブルハウジング２とは共に、航空機の外壁表面に設けられ対気速度パラメータを検出するセンサアセンブリである点で共通し、そして、空気の流れの影響を考慮して薄い形状とした点でも共通するものであるから、引用発明２の計器デバイス１２に、引用刊行物１記載の技術事項を適用して、４０ノット未満の対気速度という遅い速度の領域で用いることは、当業者が容易に想到し得る事項である。
　
　なお、引用刊行物２の第１欄第１０〜１２行には、大気中の高速移動に関して、空気力学的な流れの解析が重要である旨の記載はあるが、この記載は、引用刊行物２に記載された発明の対象を高速移動に関するものに限定する記載ではないから、引用発明２の計器デバイス１２を遅い空気の流れに適用することを阻害するものではない。
　
　したがって、相違点２に係る発明特定事項は、引用発明２及び引用刊行物１記載の技術事項に基づいて、当業者が容易に想到し得たことである。
　
［相違点３について］
　引用刊行物１には、トランスデューサアレイ１を備えたフレキシブルハウジング２を航空機の翼のような構造物上に据え付ける箇所に、フレキシブル基板である内壁３ａを用いた技術が開示されている。
　また、一般に、センサデバイスを航空機の構造物上に設置する際に、可撓性を有するフレキシブル基板を介して設置することは、周知技術でもある。例えば、実願平３−８１０８８号（実開平５−２３０８３号）のマイクロフィルム（フレキシブルで薄い基盤１２）や、特開平７−８３９４８号公報（絶縁膜８）を参照されたい。
　
　してみると、引用発明２の計器デバイス１２を航空機外壁に取り付ける際に、引用刊行物１にも記載されているような上記周知技術を適用し、フレキシブル基板を用いて計器デバイス１２を航空機外壁に取り付けたものとすることにより、相違点３の如く構成することは、当業者が容易に想到し得たことである。
　
　そして、本願発明が奏する効果も、引用発明２、引用刊行物１記載の技術事項、及び周知技術から当業者が予測し得る範囲内のものである。
　
　したがって、本願発明は、引用発明２、引用刊行物１記載の技術事項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ともいえる。
　
６　まとめ
　以上のとおり、本願発明は、引用発明１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。
　また、本願発明は、引用発明２、引用刊行物１記載の技術事項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もあるから、やはり、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。
　
　したがって、他の請求項に係る発明について審理するまでもなく、本願は拒絶すべきものである。
　
　よって、結論のとおり審決する。