【事件の表示】
　平成　１年特許願第３１０５５６号「航空機用推力式ガスタービン」拒絶査定に対する審判事件［平成　３年　７月２５日出願公開、特開平　３−１７２５４０］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】　本願は、平成１年１２月１日の出願であって、その請求項１に係る発明は、平成８年１２月１６日付け手続補正書及び平成１０年１月１９日付け手続補正書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に記載された次のとおりのものと認める。
　「空気を加圧する単段遠心圧縮機と、上記加圧された空気により燃料を燃焼させる燃焼器と、上記燃焼器で生じたガスのエネルギーの一部により回転駆動され上記単段遠心圧縮機を駆動するタービンとを備えたものにおいて、上記単段遠心圧縮機の入口に可変案内翼が設けられ、同可変案内翼はエンジンのコントローラで制御されてエンジン流入空気と燃料の同時制御によるエンジン出力の高応答での変更を可能としたことを特徴とする航空機用推力式ガスタービン。」
　
【２】　これに対し、当審で通知した拒絶の理由で引用した特開平１−１１６２５２号公報（以下、「引用例１」という。）、及び、特公昭６０−５３１６８号公報（以下、「引用例２」という。）には、次の技術事項が記載されている。
・引用例１；
　引用例１には、「発明の背景／　小型ガスタービンの形の補助動力装置は軸出力と圧縮空気出力の種々な組合せを設けることが出来る。」（第２頁右上欄第６〜９行）、「軸１０には半径方向流出型の圧縮機１６と半径方向流入型のタービン１８が固着されている。圧縮機１６は、軸１０に固着されたボス２２に取付られた複数個の羽根２０（１つだけが図示されている）を有する。各羽根２０は、通常の構成のディフューザ２６に向かって放射方向を向いた放出端部２４を有する。また、各羽根２０は空気入口３０の方を向いた軸方向の流入端部２８を有している。入口案内羽根３２は入口３０と流入端部２８との間に配置できる。入口案内羽根３２は軸心３４回りに普通に回転でき、且つ周知の様にアクチュエータ３６ によって駆動され、圧縮機１６の回転によって入口空気が圧縮されて圧縮機１６から放射方向にディフューザ２６ を経て放出されて、‥‥」（第３頁右上欄第４〜１８行）、「圧縮空気は燃焼器４４に普通に入り、燃焼器４４内で燃料と混合されて点火される。熱い燃焼ガスは燃焼器４４から環状出口５４を経て放出される。」（第３頁左下欄第８〜１１行）との記載があり、
　以上の記載、及び、第１図の記載からみて、引用例１には、
　空気を加圧する半径方向流出型圧縮機１６と、上記加圧された空気により燃料を燃焼させる燃焼器４４と、上記燃焼器４４で生じたガスのエネルギーの一部により回転駆動され上記半径方向流出型圧縮機１６を駆動する半径方向流入型タービン１８とを備えたものにおいて、上記半径方向流出型圧縮機１６の入口に入口案内羽根３２が設けられ、同入口案内羽根３２はアクチュエータ３６ により駆動される補助動力用ガスタービン、
が記載されているものと認められる。
・引用例２；
　「可変ピッチファン、可変ファン排気ノズルその他の如き可変装置を組み込むことは明らかに制御システムを複雑化する。本発明の重要な点はガスタービンエンジンへの燃料流とファンブレードのピッチ変更とバイパスダクトの可変出口ノズルの面積を関連させ、離陸及び着陸モードに於て急速なスラスト修正を達成し、又全ての巡航状態及び長距離飛行に於て最良のＴＳＦＣを達成しつつ、しかもガス発生器に対し典型的な保護を与える如き信頼性のある座標制御姿置を提供することである。」（第２頁第３欄第３９行〜第４欄第５行）、
　「（２）ファンピッチ及びエンジン燃焼流を関連制御することにより遷移応答特性を最良にし、離陸及び着陸時に急速なスラスト応答を与えることができる。」（第３頁第５欄第３〜６行）、
　「第１図及び第２図は本発明の好ましい実施例を示し、符号１０にて示されたブロック関連制御装置が示されている。この座標制御装置には解図的に示された適当な接続装置１２，１４，１６が連結されており、それぞれバイパスダクト２２の可変排気ノズル２０に対するアクチュエータ１８、符号２４にて全体的に示された可変ピッチファンのピッチ変更機構及び燃料制御装置２６に接続されている。」（第３頁第６欄第２〜１０行）。
　
【３】　そこで、請求項１に係る発明（以下、「本願発明」という。）と上記引用例１に記載された発明とを対比すると、引用例１に記載された「半径方向流出型圧縮機１６」、「半径方向流入型タービン１８」、「入口案内羽根３２」は、それぞれ、本願発明の「単段遠心圧縮機」、「タービン」、「可変案内翼」に相当するものであるから、両者は、
　空気を加圧する単段遠心圧縮機と、上記加圧された空気により燃料を燃焼させる燃焼器と、上記燃焼器で生じたガスのエネルギーの一部により回転駆動され上記単段遠心圧縮機を駆動するタービンとを備えたものにおいて、上記単段遠心圧縮機の入口に可変案内翼が設けられたガスタービン、で一致し、以下の各点（イ）、（ロ）で相違している。
　（イ）本願発明が航空機用推力式ガスタービンであるのに対して、引用例１に記載された発明は、補助動力用ガスタービンである点。
　（ロ）本願発明の可変案内翼はエンジンのコントローラで制御されてエンジン流入空気と燃料の同時制御によるエンジン出力の高応答での変更を可能としたものであるのに対し、引用例１に記載された発明の可変案内翼を駆動するアクチュエータは、どのように制御されるのであるのか、明らかでない点。
　以下、前記各相違点（イ）、（ロ）について検討する。
・相違点（イ）について；
  航空機用推力式ガスタービンとして、単段遠心圧縮機と、燃焼器と、上記単段遠心圧縮機を駆動するタービンとを備えたもの、即ち、遠心式ターボジェット機関や遠心式ターボプロップ機関があることは、例えば、小倉勝男著「改訂　航空原動機」、［１９８７−２−２５］（共立出版株式会社発行）Ｐ１３４−１３５に記載されるように、本願出願前、当業者にとって周知の事項であるので、引用例１に記載された発明を航空機用推力式ガスタービンとして用いることは、当業者が必要に応じて選択し得る程度の単なる用途限定にすぎないというべきである。
・相違点（ロ）について；
　また、引用例２に記載される「ファンブレード（可変ピッチファン）」、「ブロック関連制御装置１０」は、それぞれ、本願発明の「可変案内翼」、「エンジンのコントローラ」に対応し、引用例２に記載された「急速なスラスト修正を達成」することや「遷移応答特性を最良に」することは、エンジン出力の高応答での変更を可能とすることと同様のことを意味し、さらに、引用例２に記載されるファンブレード（可変ピッチファン）のピッチ変更が、エンジン流入空気量を制御するものであることは、当業者にとって技術常識であるから、引用例２には、航空機用推力式ガスタービンエンジンにおいて、可変案内翼をエンジンのコントローラで制御し、エンジン流入空気と燃料を同時制御することでエンジン出力の高応答での変更を可能とすることが、記載されているものと認められる。そして、引用例１及び引用例２記載の発明が、共に、圧縮機の入口に可変案内翼を設けたガスタービン装置という同一の技術分野に属する発明であることを考慮するならば、引用例１に記載された発明を航空機用推力式ガスタービンとして用いるに際し、引用例１に記載された発明に引用例２記載の発明を適用することは、当該適用を妨げる特段の技術的事情が存在する訳でもない以上、当業者が容易になし得たものというべきである。
　しかも、本願発明の構成によってもたらされる効果も、引用例１及び引用例２に記載された発明及び上記周知技術から当業者であれば当然予測することができる程度のものであって、格別のものとはいえない。
　
【４】　以上の通りであって、本願発明は、引用例１及び引用例２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と認められるから、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。
　したがって、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。