【事件の表示】
　特許第３３２００３７号「鍛造成形品およびその製造方法」の請求項１ないし４に係る特許に対する特許異議の申立てについて、次のとおり決定する。
【結　論】
　特許第３３２００３７号の請求項１ないし４に係る特許を取り消す。
【理　由】
１．本件発明 
　本件特許第３３２００３７号（平成１１年７月１２日出願、平成１４年６月２１日設定登録）の請求項１〜４に係る発明は、特許請求の範囲の請求項１〜４に記載された次のとおりのものである（以下、「本件発明１〜４」という。）。
「【請求項１】　少なくともリチウムβ相組識を有するリチウム含有量が６〜１０．５重量％で残部がマグネシウムからなるマグネシウム合金を１００〜２５０℃に熱せられた成形金型に装入して鍛造成形して得られることを特徴とする鍛造成形品。
　【請求項２】　少なくともリチウムβ相組識を有するリチウム含有量が６〜１０．５重量％で且つ、４重量％以下の亜鉛あるいは６重量％以下のアルミニウムのうち少なくともいずれかを含有する残部がマグネシウムからなるマグネシウム合金を１００〜２５０℃に熱せられた成形金型に装入して鍛造成形して得られることを特徴とする鍛造成形品。
　【請求項３】　少なくともリチウムβ相組識を有するリチウム含有量が６〜１０．５重量％であるマグネシウム合金を１００〜２５０℃に熱せられた成形金型に装入して鍛造成形することを特徴とする鍛造成形品の製造方法。
　【請求項４】　成形金型に装入する前に、前記マグネシウム合金を３００℃以下に予熱することを特徴とする請求項３記載の鍛造成形品の製造方法。」
　
２．取消理由の概要
　取消理由は、本件発明１〜４は、その出願前に国内で頒布された刊行物１〜４（特許異議申立人酒井征男が提出した甲第１〜４号証にそれぞれ対応するもの）及び刊行物５、６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るから、本件発明１〜４に係る特許は、特許法第２９条第２項の規定に違反してなされたものである、というものである。
　
３．引用刊行物の記載事項
　当審が通知した取消理由に引用された刊行物１（「第３５回　宇宙科学技術連合講演会講演集」（平成３年１０月）第７０３〜７０４頁）には、超軽量マグネシウム合金の諸特性に関し、次の事項が記載されている。
（摘示１−Ａ）「マグネシウムにリチウムを６ｍａｓｓ％以上添加すると、その比重は１．３〜１．５まで低下し、鋼の約１／５、アルミニウムの約１／２となる。しかも体心立方晶であるβ相の晶出により、塑性加工性が著しく改善される。これらのことよりＭｇ−Ｌｉ系合金は航空宇宙用素材として大変魅力的である。」（第７０３頁第８〜１１行）
（摘示１−Ｂ）「図１にＭｇ−Ｌｉ二元合金の平衡状態図を示す。マグネシウムは結晶構造が六方晶であるため加工性が悪いが、これにリチウムが約６ｍａｓｓ％添加されると立方晶のβ相が現れ、さらに約１１ｍａｓｓ％以上ではβ単相となる。そのためＬｉ含有量の増加に伴い、加工性は著しく改善され、図２に示すようにリチウム含有量が増えるにつれて、冷間圧延限界が大きくなる。本研究では、Ｍｇ−Ｌｉ合金の中で比較的強度が高く、しかも加工性の良好なＭｇ−８ｍａｓｓ％Ｌｉ合金に付加的な特性を与えるため、種々の第三元素（Ａｌ、Ｃｕ、Ｚｎ、Ａｇ、Ｎｄ）を添加し、機械的特性等を調査した。」（第７０３頁第２０行〜第７０４頁第３行）
（摘示１−Ｃ）「実験結果
　図３にＭｇ−Ｌｉ系合金の引張強さと試験温度の関係を示す。すべての合金の引張強さは試験温度の上昇に伴い減少し、４７３Ｋ以上の温度では各合金に大きな差は認められなくなる。ＡｌおよびＡｇを添加した合金では添加量の増加とともに引張強さも増大した。このＡｌおよびＡｇの添加は熱処理性を高め、Ｍｇ−８％Ｌｉ−５％Ａｌ合金の熱処理材では室温引張強さ２９１ＭＰａの最高値が得られた。
　図４に各合金の伸びと試験温度の関係を示す。室温から５２３Ｋまでの範囲では、すべての合金の伸びは試験温度の上昇に伴い増大するが、５７３Ｋ以上では逆の傾向を示した。特に大きな伸びはＭｇ−８％Ｌｉ−１％Ｚｎ合金において認められ、試験温度５７３Ｋで８４０％の伸びを示した。この合金の引張試験後の破断面は超塑性現象特有の大きな空洞を有しており、変形過程において粒界すべりを起こしていることを示唆している。」（第７０４頁第４〜１３行）
　また、図３のＭｇ−Ｌｉ系合金の引張強さと試験温度との関係を示すグラフ、及び、図４のＭｇ−Ｌｉ系合金の伸びと試験温度との関係を示すグラフから、次の事項が読み取れる。
（摘示１−Ｄ）Ｍｇ−８ｍａｓｓ％Ｌｉのベース合金、ベース合金に１ｍａｓｓ％Ａｌが添加された合金、ベース合金に５ｍａｓｓ％Ａｌが添加された合金、ベース合金に１ｍａｓｓ％Ｚｎが添加された合金等は、それらの引張強度が、室温付近の１４０〜２１０ＭＰａ程度から、３７３Ｋ付近で６０〜１１０ＭＰａ程度、４７３Ｋ付近で１０〜３０ＭＰａ程度、５２３Ｋ付近で５〜２０ＭＰａ程度にと試験温度が上昇するにつれて低下し、それらの伸びが、室温付近の２０〜７０％程度から、３７３Ｋ付近で４０〜１１０％程度、４７３Ｋ付近で１２０〜２６０％程度に、５２３Ｋ付近で１７０〜５００％程度にと試験温度が上昇するにつれて増大している。
　同刊行物２（特開平４−１７６８３９号公報）には、マグネシウム基合金に関して、次の事項が記載されている。
（摘示２−Ａ）「１．　７−１２％リチウム；２−６％アルミニウム；スカンジウム、イットリウム、ランタン、セリウム、・・・及びルテチウムから選択された０．１−２％の元素；２％以下の亜鉛；１％以下のマンガン；残部マグネシウム及び付随元素及び不純物を実質的に含有するマグネシウム基合金。
２．　約８．５−１０．５％リチウムを含有する請求項１記載の合金。
３．　六方稠密充填と体心立方結晶相構造を有する請求項１記載の合金。」（特許請求の範囲の請求項１〜３）
（摘示２−Ｂ）「本発明は宇宙産業に適した改良されたマグネシウム基合金に関する。本発明はリチウムを含有し、２相以上の結晶構造を有する。鋳造まま、成形加工あるいは人工時効状態で本発明のＭｇ−Ｌｉ合金は改良組合された強度、成形性及び耐食性の種々の特性を示す。」（第２頁右下欄第５〜１０行）
（摘示２−Ｃ）「一般的に、約１０％Ｌｉを含有するＭｇ合金はアルミニウムより約４５％軽く、純粋マグネシウムより約１４％軽い。この種のＭｇ−Ｌｉ合金はより純粋なマグネシウム合金に対して、より良好な靭性と成形性も示す。これは十分なリチウム添加で形成する２相結晶構造によるものであると思われており、その構造は実質的に連続的な体心立方（ｂｃｃ）相を有する六方稠密（ｈｃｐ）相を示す。」（第２頁右下欄第１８行〜第３頁左上欄第７行）
（摘示２−Ｄ）「本発明の主な目的は強くて軽い航空宇宙産業用合金を提供することである。本発明の他の目的は大気条件や加速された腐食下のテストにおいても高い耐食性を有する成形可能なマグネシウム−リチウム合金を提供することである。また本発明の他の目的は室温降伏強度が少なくとも約２５ｋｓｉ、例えば、約２８ｋｓｉあるいはそれ以上を有する２相、Ｍｇ−Ｌｉ合金を提供することでありその合金は約９５℃（２００°Ｆ）以下の温度で数日間、１週間かそれ以上でも劣化を防止する。改良された硬化のために熱処理可能なＭｇ−Ｌｉ合金を提供することも他の目的である。適当な時効作業によれば、本発明は約３０、３５あるいは４０ｋｓｉもの室温降伏強度を達成できる。鋳造、鍛造、押出し、圧延等によって適当な航空宇宙産業構造部材にする軽量Ｍｇ基合金を提供することが他の目的である。」（第３頁右下欄第６行〜第４頁左上欄第１行）
（摘示２−Ｅ）「上記目的と利点に従って、改良されたマグネシウム基合金は実質的に７−１２％リチウム、好ましくは約８−１０．５％Ｌｉ；２−６％アルミニウム；０．１−２％の希土類金属、好ましくはスカンジウム−このスカンジウムはイットリウムあるいはセリウムに代わってもよいが、１％以下のマンガン；２％以下の亜鉛：残部マグネシウム及び付随元素及び不純物を含有する。」（第４頁左上欄第１１〜１８行）
（摘示２−Ｆ）「本発明の記載について以下の考え方を適用する。
Ａ．どの組成の記載でも他の方法でなければ数字は重量％（ｗｔ．％）である。
Ｂ．“成形性”は１つ以上の所定の形状に金属を圧延し、鍛造し他の形に作ることである。」（第４頁右上欄第１４〜１８行）
（摘示２−Ｇ）「本発明の主な目的は、実質的に連続した１相以上の結晶組織を有するＭｇ−Ｌｉ合金を提供することである。そのために好ましい実施例は約７−１２％リチウムあるいは約８．５−１１．５％リチウムを含有する。これらの元素成分範囲に由来する２相構造（組織）は実質的に体心立方（ｂｃｃ）と六方稠密（ｈｃｐ）構造である。」（第５頁左上欄第１６行〜右上欄第２行）
（摘示２−Ｈ）「本発明合金は成形性が良く、圧延、鍛造、押出しあるいは他の公知の金属加工作業を含む種々の技術を用いて宇宙構造物等に加工される材料に作られる。従って本発明はシート、板、押出し材、鍛造材、ロッド棒、及び他の形状材に加工できる。」（第５頁右下欄第１６〜末行）
　同刊行物３（特開平３−２３６４５２号公報）には、マグネシウム合金鍛造ホイールの製造方法に関して、次の事項が記載されている。
（摘示３−Ａ）「（１）重量％で、Ｚｎ：４．８〜６．２％、Ｚｒ：０．４５％〜５．０％及び不可避的不純物を含むマグネシウム合金用素材を加熱した後、予備鍛造成形及び仕上鍛造成形を行い、次に素材を加熱後一次スピニング成形加工を行い、更にその後素材を再加熱して二次スピニング成形加工を行い、しかる後所定の熱処理及び機械加工することを特徴とするマグネシウム合金鍛造ホイールの製造方法。
（２）予備鍛造成形前の素材加熱温度が１８０〜４３０℃、予備鍛造及び仕上鍛造時の成形金型温度が２００〜３５０℃及び平均加工歪速度が１０−１〜１００／ｓｅｃとすることを特徴とする請求項１記載のマグネシウム合金鍛造ホイールの製造方法。
（３）予備鍛造成形前、一次スピニング成形加工前・・・の素材加熱温度が夫々１８０〜４３０℃・・・とすることを特徴とする請求項１又は２記載のマグネシウム合金鍛造ホイールの製造方法。」（特許請求の範囲の請求項１〜３）
（摘示３−Ｂ）「本発明において、予備鍛造成形前、一次スピニング成形加工前及び二次スピニング成形加工前の素材加熱温度を１８０〜４３０℃としたのは、１８０℃未満では、素材の変形抵抗が非常に大きく、かつそれに伴い成形時に割れが発生するからである。一方４３０℃を超えても成形時に割れが発生するからである。
　また本発明において、予備鍛造及び仕上鍛造時の成形金型温度を２００〜３５０℃としたのは、２００℃未満では、成形時間中に金型に素材温度をうばわれ、前述した理由により成形が困難となるからである。一方３５０℃を超えると、連続操業時に金型温度が上昇して最適素材加熱温度の上限を越え、素材成形時に素材に割れの発生を招来するからである。」（第２頁右上欄第１６行〜左下欄第１０行）
　同刊行物４（特開平７−１８８８２６号公報）には、マグネシウム合金製部材の製造方法に関し、次の事項が記載されている。
（摘示４−Ａ）「【請求項２】　ストロンチウムを０.０２〜０.５重量％含有するマグネシウム合金溶湯によってマグネシウム合金製素材を鋳造する工程と、該マグネシウム合金製素材を所定形状のマグネシウム合金製部材に塑性加工する工程とを順に行なうことを特徴とするマグネシウム合金製部材の製造方法。
　【請求項３】　上記鋳造工程では、上記マグネシウム合金製素材の平均結晶粒径が２００μm以下となるようにストロンチウムの含有量を調整することを特徴とする請求項２記載のマグネシウム合金製部材の製造方法。
　【請求項４】　上記塑性加工として鍛造加工を採用することを特徴とする請求項２または請求項３に記載のマグネシウム合金製部材の製造方法。
　【請求項５】　溶融状態で、ストロンチウムを０.０２〜０.５重量％含有されるように添加する工程と、このストロンチウムを含有するマグネシウム合金溶湯によってマグネシウム合金製素材を鋳造する工程と、該マグネシウム合金製素材を所定形状のマグネシウム合金製部材に鍛造加工する工程とを順に行なうことを特徴とするマグネシウム合金製部材の製造方法。」（特許請求の範囲請求項２〜５）
（摘示４−Ｂ）「本願の請求項４に記載された発明(以下、本願の第４の発明という)に係るＭg合金製部材の製造方法は、上記第２の発明または第３の発明において、上記塑性加工として鍛造加工を採用することを特徴としたものである。
　ここに、上記塑性加工として鍛造加工を採用したのは、その後の熱処理(溶体化処理)によって結晶粒の微細化を図り強度向上を図る上で有利になるからである。」（段落【００１７】〜【００１８】）
　同刊行物５（特開平６−２７９９０５号公報）には、超塑性マグネシウム合金に関して、次の事項が記載されている。
（摘示５−Ａ）「【請求項１】　リチウム６重量％超１０．５重量％未満及びカルシウム０．３〜３重量％を含有し、残部がマグネシウムと不可避の不純物からなることを特徴とする超塑性マグネシウム合金。
　【請求項２】　リチウム６重量％超１０．５重量％未満及びカルシウム０．３〜３重量％を含有し、更に４重量％以下のアルミニウム、４重量％以下の亜鉛、それぞれ２重量％以下の銀、マンガン、ケイ素、ストロンチウム、イットリウム、スカンジウム及びランタノイドからなる群から選ばれた少なくとも１種の元素を含有し、残部がマグネシウムと不可避の不純物からなることを特徴とする超塑性マグネシウム合金。」（特許請求の範囲）、
（摘示５−Ｂ）「本発明者等は・・・種々検討を重ねた結果、リチウム添加量を合金に超塑性特性をもたらす６重量％超１０．５重量％未満とし、且つ適量のカルシウムを添加することにより歪み速度を１０〜２０倍にした領域でも超塑性が発現し、伸び（％）が大きくなり、室温での強度が向上し、且つ時間経過による強度の劣化が抑制される即ち強度の安定性が改善されることを見出し、本発明に到達した。」（段落【０００６】）
（摘示５−Ｃ）「実施例１〜１４及び比較例１〜５
　アルゴン雰囲気の真空溶解炉に、表１に示す組成の合金となるように原材料を装入し、溶解させた。坩堝としてＳＵＳ３０４材を使用し、フラックス等は使用しなかった。その溶湯を５０mm×５０mm×３００mmの金型中に鋳込んで試験用鋳物を作成した。このようにして得た試験用鋳物を２５０℃で１時間熱処理した後、２５０℃で５mmから０．８mmに圧延して引張試験片を作成し、・・・」（段落【００１２】）
　また、表１から、実施例、比較例の合金組成に関し次の事項が読み取れる。
・摘示５−Ｄ：実施例１は、Ｌｉ８．５重量％、Ｃａ１．０重量％、残部がＭｇであり、実施例２は、Ｌｉ８．５重量％、Ｃａ３．０重量％、残部がＭｇであり、比較例１は、Ｌｉ８．５重量％、残部がＭｇであり、実施例６は、Ｌｉ８．５重量％、Ｃａ１．０重量％、Ａｌ２．０重量％、残部がＭｇであり、実施例７は、Ｌｉ８．５重量％、Ｃａ１．０重量％、Ｚｎ２．０重量％、残部がＭｇであり、比較例５は、Ｌｉ８．５重量％、Ｃａ１．０重量％、Ａｌ６．０重量％、残部がＭｇである。
　
４．対比・判断
４−１．本件発明１について
　刊行物１には、摘示１−Ａ、１−Ｂの記載からみて、ＭｇにＬｉが約６〜１１ｍａｓｓ％添加され、体心立方晶であるβ相の晶出により塑性加工性が著しく改善されたＭｇ−Ｌｉ二元合金が記載されており、この合金は、摘示１−Ａの記載からみて、航空宇宙用素材として成形品に塑性加工されることが想定されているといえるから、刊行物１には、
「β相組織を有するリチウム含有量が６〜１１ｍａｓｓ％で残部がマグネシウムからなるマグネシウム合金を塑性加工して得られる航空宇宙用の塑性加工成形品。」の発明が記載されていると認められる。
　本件発明１（前者）と刊行物１記載の発明（後者）とを対比すると、後者における「β相」は、前者における「リチウムβ相」に相当し、また、前者における「重量％」と後者における「ｍａｓｓ％」は、成分割合の単位として同等のものであり、さらに、前者における「鍛造成形」は、「塑性加工」の一種であるから、両者は、
「少なくともリチウムβ相組識を有するリチウム含有量が６〜１０．５重量％で残部がマグネシウムからなるマグネシウム合金を塑性加工して得られる塑性加工成形品。」である点で一致するが、次の点で相違している。
（相違点）マグネシウム合金を成形用素材とする塑性加工が、本件発明１においては、「１００〜２５０℃に熱せられた成形金型に装入してなされる鍛造成形」であるのに対し、刊行物１記載の発明においては、そのような鍛造成形について規定されていない点。
　以下、この相違点について検討する。
　塑性加工の一種として、「成形用素材を成形金型に装入してなされる鍛造成形」は、本件特許の出願前において周知のものであるし、刊行物２には、７−１２％リチウム（ないし約８．５−１０．５％リチウム）等を含有するマグネシウム基合金は、鍛造等によって航空宇宙産業構造部材に成形できる旨が（摘示２−Ａ、２−Ｂ、２−Ｄ、２−Ｆ、２−Ｈ参照）、刊行物４には、マグネシウム合金製素材を鍛造加工する旨が（摘示４−Ａ、４−Ｂ参照）それぞれ記載されている。また、鍛造成形等の塑性加工において、加工力（ないし変形抵抗）を小さくし加工性を向上するために、加工前に成形用素材を昇温（予熱）したり、成形時間中に金型に素材温度をうばわれ、成形が困難とならないように、成形に用いる金型を昇温状態とすることは、本件特許の出願前において周知のことである（例えば、摘示３−Ａ，３−Ｂ参照）。そして、刊行物１には、Ｍｇ−８ｍａｓｓ％Ｌｉ合金等について、引張強さは、室温から５７３Ｋ付近までの範囲において、試験温度の上昇に伴い減少し、伸びは、室温から５２３Ｋまでの範囲において、試験温度の上昇に伴い増大することが記載され（摘示１−Ｃ、１−Ｄ参照）、また、刊行物５には、Ｍｇ−８．５重量％Ｌｉ合金等について、２５０℃で５mmから０．８mm（減面率８４％）に圧延した旨が記載されており（摘示５−Ｃ、５−Ｄ参照）、Ｌｉを８重量％程度含有するマグネシウム合金が１００〜２５０℃の範囲内の温度において良好な成形性を示していることを考慮すると、引用例１記載の発明において、塑性加工として、「成形用素材を成形金型に装入してなされる鍛造成形」を採用し、その際に、加工力（ないし変形抵抗）を小さくし加工性を向上するために、加工前に成形用素材であるマグネシウム合金を１００〜２５０℃の範囲内の温度に昇温（予熱）したり、成形時間中に金型に素材温度をうばわれ、成形が困難とならないように、該鍛造成形に用いる成形金型を１００〜２５０℃の範囲内の温度に昇温することは、当業者が容易に想到し得たことといえる。
　よって、本件発明１は、刊行物１〜５に記載された発明及び周知の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いえる。
　
４−２．本件発明２について
　刊行物１には、摘示１−Ａ〜１−Ｃの記載からみて、ＭｇにＬｉが約６〜１１ｍａｓｓ％添加され、体心立方晶であるβ相の晶出により塑性加工性が著しく改善されたＭｇ−Ｌｉ二元合金の中で比較的強度が高く、しかも加工性の良好なＭｇ−８ｍａｓｓ％Ｌｉ合金に１若しくは５ｍａｓｓ％のＡｌ又は１ｍａｓｓ％Ｚｎの第三元素が添加されたマグネシウム合金が記載され、また、この合金は、摘示１−Ａの記載からみて、航空宇宙用素材として成形品に塑性加工されることが想定されているといえるから、刊行物１には、
「β相組織を有するリチウム含有量が８ｍａｓｓ％で且つ、１若しくは５ｍａｓｓ％のＡｌ又は１ｍａｓｓ％Ｚｎが添加され、残部がマグネシウムからなるマグネシウム合金を塑性加工して得られる航空宇宙用の塑性加工成形品。」の発明が記載されていると認められる。
　本件発明２と刊行物１記載の発明とを対比すると、両者は、
「少なくともリチウムβ相組識を有するリチウム含有量が８重量％で且つ、１重量％の亜鉛あるいは１若しくは５重量％のアルミニウムのうちいずれかを含有する残部がマグネシウムからなるマグネシウム合金を塑性加工して得られる塑性加工成形品。」である点で一致するが、次の点で相違している。
（相違点）マグネシウム合金を成形用素材とする塑性加工が、本件発明２においては、「１００〜２５０℃に熱せられた成形金型に装入してなされる鍛造成形」であるのに対し、刊行物１記載の発明においては、そのような鍛造成形について規定されていない点。
　この相違点について検討するに、この相違点で示される発明特定事項は、前記「４−１．本件発明１について」で述べたとおり、当業者が容易に想到し得たといえるから、本件発明２は、本件発明１と同様に、刊行物１〜５に記載された発明及び周知の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いえる。
　
４−３．本件発明３について
　刊行物１には、摘示１−Ａ、１−Ｂの記載からみて、ＭｇにＬｉが約６〜１１ｍａｓｓ％添加され、体心立方晶であるβ相の晶出により塑性加工性が著しく改善されたＭｇ−Ｌｉ二元合金が記載されており、この合金は、摘示１−Ａの記載からみて、航空宇宙用素材として成形品に塑性加工されることが想定されているといえるから、刊行物１には、
「β相組織を有するリチウム含有量が６〜１１ｍａｓｓ％であるマグネシウム合金を塑性加工することからなる航空宇宙用の塑性加工成形品の製造方法。」の発明が記載されていると認められる。
　本件発明３と刊行物１記載の発明とを対比すると、両者は、
「少なくともリチウムβ相組識を有するリチウム含有量が６〜１０．５重量％であるマグネシウム合金を塑性加工することからなる塑性加工成形品の製造方法。」である点で一致するが、次の点で相違している。
（相違点）マグネシウム合金を成形用素材とする塑性加工が、本件発明３においては、「１００〜２５０℃に熱せられた成形金型に装入してなされる鍛造成形」であるのに対し、刊行物１記載の発明においては、そのような鍛造成形について規定されていない点。
　この相違点について検討するに、この相違点で示される発明特定事項は、前記「４−１．本件発明１について」で述べたとおり、当業者が容易に想到し得たといえるから、本件発明３は、本件発明１と同様に、刊行物１〜５に記載された発明及び周知の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いえる。
　
４−４．本件発明４について
　本件発明４は、本件発明３を引用し、さらに、「成形金型に装入する前に、前記マグネシウム合金を３００℃以下に予熱すること」を限定したものであるが、鍛造成形等の塑性加工において、加工力（ないし変形抵抗）を小さくし加工性を向上するために、加工前に成形用素材を昇温（予熱）することは、前記「４−１．本件発明１について」で述べたとおり、本件特許の出願前において周知のことであるから、本件発明４は、本件発明３と同様に、刊行物１〜５に記載された発明及び周知の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いえる。
　
５．むすび
　以上のとおりであるから、本件発明１〜４に係る特許は、特許法第２９条第２項の規定に違反してなされたものであり、同法第１１３条第２号に該当し、取り消されるべきものである。
　よって、結論のとおり決定する。
【異議決定日】
平成１５年９月３０日（２００３．９．３０）