【事件の表示】
　特願２００５−１６９３３０「ガスタービンロータブレードを冷却するための方法及び装置」拒絶査定不服審判事件〔平成１７年１２月２２日出願公開、特開２００５−３５１２７７〕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
　本件出願は、平成１７年６月９日（パリ条約による優先権主張２００４年６月１０日、アメリカ合衆国）の出願であって、平成２０年６月６日付けで特許請求の範囲を補正する手続補正書が提出され、平成２２年６月２３日付けの拒絶理由通知に対して平成２２年１２月２８日付けで意見書が提出されるとともに同日付けの手続補正書によって特許請求の範囲について補正する手続補正がなされ、平成２３年４月１日付けの拒絶理由通知に対して平成２３年１０月５日付けで意見書が提出されたが、平成２４年１月２５日付けで拒絶査定がなされ、これに対し、平成２４年５月３１日に拒絶査定不服の審判が請求され、平成２４年７月１２日付けで、審判請求書を補正する手続補正書（方式）が提出されたものであって、その請求項１ないし６に係る発明は、平成２２年１２月２８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、並びに出願当初の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６に記載された事項により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、同項記載の発明を「本願発明」という。）は次のとおりである。
「【請求項１】
前縁（４８）と、
　後縁（５０）と、
　先端プレート（５４）と、
　翼形部根元（５２）と前記先端プレートとの間で半径方向スパンにわたって延びる第１の側壁（４４）と、
　前記翼形部根元と先端プレートとの間で半径方向スパンにわたって延びる第２の側壁（４６）であって、前記前縁及び後縁において前記第１の側壁に結合し、かつ第１の側壁（４４）と第２の側壁（４６）との間に冷却空洞（５６）を形成する第２の側壁（４６）と、
　前記第２の側壁（４６）を貫通して縦列の形態で配置された複数の縦方向に間隔を置いた後縁冷却スロット（７０）と
を含むガスタービン（２０）用翼形部（４２）であって、
　前記スロットが、前記冷却空洞と流れ連通状態になっており、かつ前記後縁の少なくとも１つの部分（８２）、（８４）、（８６）におけるインチ当たりのスロットの数が該後縁の異なる部分におけるインチ当たりのスロットの数よりも多くなるように、該後縁に沿って一様でない分布で配置されており、前記後縁（５０）が複数の部分（８２）、（８４）、（８６）を含んでいて、それらの部分の各々がその中に設置された前記後縁冷却スロット（７０）のインチ当たりの数を含み、選択した部分における前記後縁冷却スロットのインチ当たりの数が、隣接する部分における該後縁冷却スロットのインチ当たりの数とは異なっており、前記後縁（５０）が、前記後縁冷却スロット（７０）のインチ当たりの第１の数を含む第１の部分（８２）と、前記後縁冷却スロットのインチ当たりの第２の数を含む第２の部分（８４）と、前記後縁冷却スロットのインチ当たりの第３の数を含む第３の部分（８６）とを含み、前記第３の部分が、前記翼形部根元（５２）から前記第１の部分まで延び、前記第１の部分が、前記第３の部分から前記第２の部分まで延び、前記第２の部分が、前記第１の部分から前記先端プレート（５４）まで延びており、前記後縁冷却スロットのインチ当たりの第１の数が、前記後縁冷却スロットのインチ当たりの第２及び第３の数よりも多い、ガスタービン（２０）用翼形部（４２）。」
　　
２．引用文献
（１）引用文献１の記載
　原査定の拒絶の理由に引用された特開昭６３−１４９０７６号公報（以下、「引用文献１」という。）には、例えば、以下の記載がある。
　
ア．「本発明は、金属構成要素を溶接する方法に係り、特にガスタービンエンジンに使用される超合金製構成要素を溶接により修理する方法に係る。
従来の技術
中空の空冷式のブレードやベーンは現代のガスタービンエンジンに於て広く使用されている。かかる構成要素は内部キャビティを有し、該キャビティを経てエンジンの運転中に空気が流れるようになっている。この空気は冷却孔と呼ばれる孔を経て放出され、冷却孔はエーロフォイルセクションに設けられ、また場合によってはプラットフォームや先端にも設けられている。」（公報第２ページ左上欄欄第１０行ないし右上欄第１行）
　
イ．「第１図に於て、タービンブレードが符号１０にて全体的に示されている。ブレード１０は米国特許第４，２０９．３４８号に記載された合金の如きニッケル基超合金にて形成されている。ブレード１０はエーロフオイル部１２とプラットフォーム１４とルート部１６とを有している。ブレードの先端２０の表面１８にはスクィーラポケット２２が設けられている。第２図にも示されている如く、ブレード１０は中空であり、ブレードのルート部１６のベース２６Ａよりブレードの先端２０の近傍まで延在するキャビティ２４を有している。冷却孔がキャビティ２４よりブレード１０の外面まで延在している。エンジンの運転中には、空気がキャビティ２４内へ流され、冷却孔を経てブレード１０より流出する。幾つかの冷却孔２６はキャビティ２４よりエーロフオイル部１２の表面まで延在しており、他の幾つかの冷却孔２８はキャビティ２４よりブレードの先端２０の表面１８まで延在しており、更に他の幾つかの冷却孔３０はキャビティ２４よりスクイーラポケット２２まで延在している。図示のブレード１０に於ては、冷却孔２６及び３０は拡散孔、即ち成形された孔の形状を有しており、冷却孔２８は従来の（即ち一定のジオメトリ−の）形態を有している。また第１図に示されたブレード１０はキャビティ２４よりトレーリングエツジ３３まで延在する冷却孔３１を有している。」（公報第３ページ右下欄第２行ないし第４ページ左上欄第８行）
　　
（２）引用文献１に記載された発明
　上記（１）ア．、イ．及び図面の記載を参酌すると、以下のことが分かる。
ウ．ブレード１０には、ブレード１０の前縁部（以下、「前縁部Ａ」という。）、及びブレード１０の後縁部（以下、「後縁部Ｂ」という。）が有り、ブレード１０の先端２０にスクイーラポケット２２が設けてあることから、スクイーラ（以下、「スクィーラＣ」という。）が有ることが分かる。
　　
エ．エーロフォイル部１２には、プラットフォーム１４と接続する部位（以下、「エーロフォイル部１２の接続部Ｄ」という。）とスクイーラＣとの間で半径方向スパンにわたって延びるエーロフォイル部１２の背側壁（以下、「背側壁Ｅ」という。）エーロフォイル部１２の腹側壁（以下、「腹側壁Ｆ」という。）が有ることが分かる。
　　
オ．エーロフォイル部１２には、その腹側壁Ｆであって、前記前縁部Ａ及び後縁部Ｂにおいて前記背側壁Eに結合し、かつ背側壁Ｅと腹側壁Ｆとの間にキャビティ２４を形成する腹側壁Ｆが有ることが分かる。
　　
カ．腹側壁Ｅを貫通して縦列の形態で配置された複数の縦方向に間隔を置いた冷却口３１とを含むガスタービンエンジン用エーロフォイル部１２であって、
　前記冷却口３１が、キャビティ２４と流れ連通状態になっているガスタービンエンジン用エーロフォイル部１２であることが分かる。
　
　以上、上記（１）ア．、イ．及びウ．ないしカ．並びに図面の記載を参酌すると、引用文献１には以下の発明が記載されているといえる。
「ブレード１０の前縁部Ａと、
　ブレード１０の後縁部Ｂと、
　スクイーラＣと、
　エーロフォイル部１２の接続部Ｄと前記スクイーラＣとの間で半径方向スパンにわたって延びる背側壁Ｅと、
　前記接続部ＤとスクイーラＣとの間で半径方向スパンにわたって延びる腹側壁Ｆであって、前記前縁部Ａ及び後縁部Ｂにおいて前記背側壁Ｅに結合し、かつ背側壁Ｅと腹側壁Ｆとの間にキャビティ２４を形成するエーロフォイル部１２の腹側壁Ｆと、
　前記腹側壁Ｅを貫通して縦列の形態で配置された複数の縦方向に間隔を置いた冷却口３１と
を含むガスタービンエンジン用エーロフォイル部１２であって、
　前記冷却口３１が、前記キャビティ２４と流れ連通状態になっている、
ガスタービンエンジン用エーロフォイル部１２。」（以下、「引用文献１に記載された発明」という。）
　　
（３）引用文献２の記載
　原査定の拒絶の理由に引用された特開平８−１４００１号公報（以下、「引用文献２」という。）には、例えば、以下の記載がある。
　　
ア．「【特許請求の範囲】
【請求項１】  翼内部に対流冷却用の冷却空気通路を有し、かつ翼外面と前記冷却空気通路とを連通する冷却空気噴出用の孔を有するガスタービン翼において、ガス通路内の主流ガスの温度分布に対応して前記冷却空気噴出用の孔から噴出する冷却空気の量を設定し、その設定値は相対的に、主流ガスの高温域で多量に、また低温域で少量にしたことを特徴とするガスタービン翼。
【請求項２】  翼内部に対流冷却用の冷却空気通路を有し、かつ翼外面と前記冷却空気通路とを連通する冷却空気噴出用の孔を有するガスタービン翼において、ガス通路内の主流ガスの温度分布に対応して前記冷却空気噴出用の孔から噴出する冷却空気の温度を設定し、その設定値は相対的に、主流ガスの高温域で低温に、また低温域で高温にしたことを特徴とするガスタービン翼。
【請求項３】  請求項１または２記載のガスタービン翼において、冷却空気通路および冷却空気噴出用の孔を複数の独立した組に区分したことを特徴とするガスタービン翼。
【請求項４】  請求項１または２記載のガスタービン翼において、冷却空気通路の上流側をガス通路内の主流ガスの高温域に、また下流側を主流ガスの低温域にそれぞれ対応させて配置したことを特徴とするガスタービン翼。
【請求項５】  請求項１から４までに記載のガスタービン翼において、冷却空気噴出用の孔のピッチをガス通路内の主流ガスの高温域で密に、かつ低温域で粗に設定し、または前記孔の径を主流ガスの高温域で大きく、かつ低温域で小さく設定したことを特徴とするガスタービン翼。
【請求項６】  翼外面に遮熱用のサーマルバリアコーティングを施したガスタービン翼において、サーマルバリアコーティングの熱抵抗を相対的にガス通路内の主流ガスの高温域で大きく、また低温域で小さく設定したことを特徴とするガスタービン翼。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービン翼に係り、特に翼冷却また遮熱手段を改良したガスタービン翼に関する。」（【特許請求の範囲】及び【発明の詳細な説明】の段落【０００１】）
　　
イ．「【００２１】本発明の目的は、半径方向の温度分布に対して最適な冷却流量の配分、または最適な冷却空気の通過順序、もしくは最適なサーマルバリアコーティングによって翼の温度分布を極力均一なものにし、最小限の冷却空気で翼を冷却することによってガスタービンの効率上昇を図り、かつ熱応力を緩和して翼の信頼性を向上させることにある。」（段落【００２１】）
　
ウ．「【００２９】請求項５記載の発明によれば、冷却空気が翼外面に流出するフィルム冷却孔、シャワーヘッド孔、後縁吹き出し孔などのピッチ、面積などを翼通路中央部、翼通路先端部、翼通路根元部で変えることが有効である。これにより、冷却空気流量を半径方向温度分布に応じて制御し、最適化することが可能となる。」（段落【００２９】）
　
エ．「【００３３】この実施例では図１（ａ）に示すように、動翼１が、高温の主流ガスと接して回転力を得る翼本体部２と、ロータディスクに翼本体部２を固定するための植え込み部３とを有する構成とされている。静翼から出た主流ガス４には図１（ｂ）に示すように、燃焼器で作られた半径方向温度分布５が存在し、この温度分布５は前述したように、燃焼器の特性により相対的に、翼本体先端部２ａと翼本体根元部２ｃとで低温、翼本体中央部２ｂで最も高温の分布となる。
【００３４】冷却空気通路６は独立した複数の通路、即ち前縁部冷却空気６ａ、翼本体先端部冷却空気通路６ｂ、翼本体中央部冷却空気通路６ｃおよび翼本体根元部冷却空気通路６ｄに分岐されている。冷却空気は各通路６ａ〜６ｄにそれぞれ個別に接続された供給管を介して独立に供給される。
【００３５】図２は図１（ａ）のＡ−Ａ断面を示している。動翼１の前縁１０に主流ガス４に対向するようにシャワーヘッド孔９が横方向に複数列をなして穿設されている。背側１１および腹側１２には、主流ガス４の流れ方向に沿って冷却空気を噴出させるためのフィルム孔７が穿設されている。
【００３６】そして、前縁部冷却空気通路６ａでは、翼面圧力がよどみ点になる前縁１０に向けて冷却空気が独立して供給され、多数のシャワーヘッド孔９から主流ガス４に対向する方向に流出する。
【００３７】また、翼本体先端部冷却空気６ｂ、翼本体中央部冷却空気通路６ｃおよび翼通路根元部冷却空気通路６ｄは植え込み部３を経由した後、翼本体部２内で蛇行流路を形成しており、極力広い範囲に亘って翼内面を冷却するようになっている。そして、冷却空気の一部は多数のフィルム孔７から翼外面に噴出し、主流ガス４に混入してフィルム上に翼外面を覆い、翼を保護するようになっている。このようにして、冷却空気は次第に流量を減じながら、いずれも最終的には後縁吹き出し孔８から外部に流出し、主流ガス４に合流する。
【００３８】図３（ａ）は動翼１を腹側（図２の下側）から見た外形を示し、同図（ｂ），（ｃ）はフィルム孔７のピッチ関係を示している。これらの図に示したように、フィルム孔７のピッチは翼中央部と翼先端部もしくは翼根元部で異なったものになっている。即ち、図１（ｂ）に示した主流ガス４の半径方向温度分布５に対応して、翼中央部における冷却孔ピッチ１４ａが、翼先端部と翼根元部における冷却孔ピッチ１４ｂよりも小さく設定され、これにより主流ガス４の温度が高い部位に多くの冷却空気が流れる構造となっている。なお、フィルム孔７のみならず、シャワーヘッド孔９、後縁吹き出し孔８についても同様に翼中央部で密に配備されている。」（段落【００３３】ないし【００３８】）
　
オ．「【００４４】本実施例においては、主流ガス温度４の高い部位に多量の冷却空気を供給するか、低温の冷却空気を供給して冷却効率を高め、逆に主流ガス４の温度の低い部位には少量の冷却空気を供給するか、高温の冷却空気を供給することで、前記の理想に近付くことができる。即ち、各冷却空気通路が独立していれば、冷却空気の流量を図１（ｂ）に示した主流ガス４の温度の半径方向温度分布５に応じて調整することが可能である。
【００４５】本実施例の場合、具体的には図３（ｂ），（ｃ）に示したように、フィルム孔７、後縁吹き出し孔８、シャワーヘッド孔９等のピッチを半径方向に変化させることで前記の調整が実現可能となる。即ち、半径方向温度分布５が高い翼本体中央部２ｂでは、翼中央部における冷却孔ピッチ１４ａを図３（ｃ）の如く密にして、翼本体中央部冷却空気通路６ｃに使用する空気量を多くする。
【００４６】これに対し、翼本体先端部２ａや翼本体根元部２ｃでは図１（ｂ）の半径方向温度分布５の如く、必ずしも主流ガス温度４は高くない。したがって、これらの部位では、翼先端側と翼根元側とにおける冷却孔ピッチ１４ｂを図３（ｂ）の如く粗にして、翼本体先端部冷却空気通路６ｂや翼本体根元部冷却空気通路６ｄに供給する空気量は比較的少ないものとする。」（段落【００４４】ないし【００４６】）
　
カ．「【００７９】
【発明の効果】以上で詳述したように、本発明によれば、ガスタービンへの冷却空気の供給を主流ガスの温度分布に応じて分離独立させること、もしくは優先度の順に供給することで、翼面温度の均一化に非常に大きな効果がある。特に、前縁部、翼中央部、翼先端部および翼根元部の冷却空気通路を各々独立させ、もしくは冷却の優先度が高い前縁から翼中央部の順で冷却空気を供給するようにし、また冷却孔のピッチもしくは面積を各々の部位で謹啓方向温度分布が最も高い翼中央部に最も多量の冷却空気が流れるようにし、さらにサーマルバリアコーティングも翼中央部で最も厚くするか、気孔率や添加成分を制御して遮熱効果を当該部位で高くすることにより、主流ガスの半径方向温度分布に対して最適化した冷却方法を実現することができる。
【００８０】したがって、ガスタービンの効率低下の大きな原因となる冷却空気の増加を最小限に止め、もって高効率のガスタービンを提供する効果がある。また、翼面温度分布を均一化することにより、翼内部の熱応力の緩和に寄与することができ、翼の信頼性も向上する。
【００８１】さらに、冷却空気野流れを翼の回転中に作用する遠心力の方向のみに流す構成の場合には、冷却空気の反転部が存在しないため、冷却空気通路部内の流れ場を簡素化でき、しかも翼内部の熱伝達率の均一化により温度分布の均一化が図れる等の効果も奏される。」（段落【００７９】ないし【００８１】）
　　
（４）引用文献２に記載された発明
　上記（３）ア．ないしカ．及び図面の記載を参酌すると、以下のことが分かる。
　
 キ．動翼１には、動翼の先端部（以下、「動翼先端部Ｇ」という。）と、動翼１の前縁１０と、後縁１３とが有り、翼本体根元部２ｃと前記動翼先端部Ｇとの間で半径方向スパンにわたって延びる動翼１の背側１１と、前記翼本体根元部２ｃと動翼先端部Ｇとの間で半径方向スパンにわたって延びる動翼１の腹側１２であって、前記前縁１０及び後縁１３において前記動翼１の背側１１に結合し、かつ動翼１の背側１１と動翼１の腹側１２との間に冷却空気通路６を形成する動翼１の腹側１２と、縦列の形態で配置された複数の縦方向に間隔を置いた後縁吹き出し孔８とを含むものであることが分かる。
　
ク．後縁吹き出し孔８が、冷却空気通路６と流れ連通状態になっており、かつ前記後縁１３の少なくとも１つの部分である翼中央部、翼先端部、翼根本部におけるインチ当たりの吹き出し孔の数が該後縁１３の異なる部分におけるインチ当たりの吹き出し孔の数よりも多くなるように、該後縁１３に沿って一様でない分布で配置されており、前記後縁１３が複数の部分である翼中央部、翼先端部、翼根本部を含んでいて、それらの部分の各々がその中に設置された前記後縁吹き出し孔８のインチ当たりの数を含み、選択した部分における前記後縁吹き出し孔８のインチ当たりの数が、隣接する部分における該後縁吹き出し孔８のインチ当たりの数とは異なっていることが分かる。
　
ケ．後縁１３が、後縁吹き出し孔８のインチ当たりの第１の数を含む翼中央部と、前記後縁吹き出し孔８のインチ当たりの第２の数を含む翼先端部と、前記後縁吹き出し孔８のインチ当たりの第３の数を含む翼根本部とを含み、前記翼根本部が、前記翼本体根本部２ｃから前記翼中央部まで延び、前記翼中央部が、前記第翼根元部から前記翼先端部まで延び、前記翼先端部が、前記翼中央部から前記動翼先端部Ｇまで延びており、前記後縁吹き出し孔８のインチ当たりの第１の数が、前記後縁吹き出し孔８のインチ当たりの第２及び第３の数よりも多い、ガスタービン動翼１であることが分かる。
　
　以上、上記（３）ア．ないしカ．及びキ．ないしケ．並びに図面の記載を参酌すると、引用文献２には以下の発明が記載されているといえる。
　「前縁１０と、
　後縁１３と、
　動翼先端部Ｇと、
　翼本体根元部２ｃと前記動翼先端部Ｇとの間で半径方向スパンにわたって延びる動翼１の背側１１と、
　前記翼本体根元部２ｃと動翼先端部Ｇとの間で半径方向スパンにわたって延びる動翼１の腹側１２であって、前記前縁１０及び後縁１３において前記動翼１の背側１１に結合し、かつ動翼１の背側１１と動翼１の腹側１２との間に冷却空気通路６を形成する動翼１の腹側１２と、
　縦列の形態で配置された複数の縦方向に間隔を置いた後縁吹き出し孔８とを含むガスタービン動翼１であって、
　前記後縁吹き出し孔８が、前記冷却空気通路６と流れ連通状態になっており、かつ前記後縁の少なくとも１つの部分翼中央部、翼先端部　、翼根本部　におけるインチ当たりの吹き出し孔の数が該後縁の異なる部分におけるインチ当たりの吹き出し孔の数よりも多くなるように、該後縁に沿って一様でない分布で配置されており、前記後縁１３が複数の部分翼中央部、翼先端部　、翼根本部を含んでいて、それらの部分の各々がその中に設置された前記後縁吹き出し孔８のインチ当たりの数を含み、選択した部分における前記吹き出し孔８のインチ当たりの数が、隣接する部分における該後縁吹き出し孔８のインチ当たりの数とは異なっており、前記後縁１３が、前記後縁吹き出し孔８のインチ当たりの第１の数を含む翼中央部と、前記後縁吹き出し孔８のインチ当たりの第２の数を含む翼先端部と、前記後縁吹き出し孔８のインチ当たりの第３の数を含む翼根本部とを含み、前記翼根本部が、前記翼本体根本部２ｃから前記翼中央部まで延び、前記翼中央部が、前記第翼根元部から前記翼先端部まで延び、前記翼先端部が、前記翼中央部から前記先端プレートＧまで延びており、前記後縁吹き出し孔８のインチ当たりの第１の数が、前記後縁吹き出し孔８のインチ当たりの第２及び第３の数よりも多い、ガスタービン動翼１。」（以下、「引用文献２に記載された発明」という。）
　
３．対比
　本願発明と引用文献１に記載された発明とを対比すると、引用文献１に記載された発明における「ブレード１０の前縁部Ａ」は、その技術的意義からみて、本願発明における「前縁（４８）」に相当し、以下同様に「ブレード１０の後縁部Ｂ」は「後縁（５０）」に、「スクイーラＣ」は「先端プレート（５４）」に、「エーロフォイル部１２の接続部Ｄ」は「翼形部根元（５２）」に、「エーロフォイル部１２の背側壁Ｅ」は「第１の側壁（４４）」に、「エーロフォイルブ１２の腹側壁Ｆ」は「第２の側壁（４６）」に、「キャビティ２４」は「冷却空洞（５６）」に、「冷却口３１」は「後縁冷却スロット（７０）」に、「ガスタービンエンジン用エーロフォイル部１２」は「ガスタービン（２０）用翼形部（４２）」に、各々相当する。よって、本願発明と引用文献１に記載された発明とは、
「前縁と、
　後縁と、
　先端プレートと、
　翼形部根元と前記先端プレートとの間で半径方向スパンにわたって延びる第１の側壁と、
　前記翼形部根元と先端プレートとの間で半径方向スパンにわたって延びる第２の側壁であって、前記前縁及び後縁において前記第１の側壁に結合し、かつ第１の側壁と第２の側壁との間に冷却空洞を形成する第２の側壁と、
　前記第２の側壁を貫通して縦列の形態で配置された複数の縦方向に間隔を置いた後縁冷却スロットと
を含むガスタービン（２０）用翼形部（４２）であって、
　前記スロットが、前記冷却空洞と流れ連通状態になっている、ガスタービン用翼形部。」の点で一致して、以下の点で相違する。
〈相違点〉
　本願発明においては、「後縁の少なくとも１つの部分（８２）、（８４）、（８６）におけるインチ当たりのスロットの数が該後縁の異なる部分におけるインチ当たりのスロットの数よりも多くなるように、該後縁に沿って一様でない分布で配置されており、前記後縁（５０）が複数の部分（８２）、（８４）、（８６）を含んでいて、それらの部分の各々がその中に設置された前記後縁冷却スロット（７０）のインチ当たりの数を含み、選択した部分における前記後縁冷却スロットのインチ当たりの数が、隣接する部分における該後縁冷却スロットのインチ当たりの数とは異なっており、前記後縁（５０）が、前記後縁冷却スロット（７０）のインチ当たりの第１の数を含む第１の部分（８２）と、前記後縁冷却スロットのインチ当たりの第２の数を含む第２の部分（８４）と、前記後縁冷却スロットのインチ当たりの第３の数を含む第３の部分（８６）とを含み、前記第３の部分が、前記翼形部根元（５２）から前記第１の部分まで延び、前記第１の部分が、前記第３の部分から前記第２の部分まで延び、前記第２の部分が、前記第１の部分から前記先端プレート（５４）まで延びており、前記後縁冷却スロットのインチ当たりの第１の数が、前記後縁冷却スロットのインチ当たりの第２及び第３の数よりも多い」のに対して、引用文献１に記載された発明においては、「スロット」に相当する「冷却口３１」の数及び配置については、そのように特定されていない点（以下、「相違点」という。）。
　
４．判断
　相違点について検討する。
　本願発明と引用文献２に記載された発明とを対比すると、引用文献２に記載された発明における「前縁１０」は、その技術的意義からみて、「前縁（４８）」に相当し、以下同様に「後縁１３」は「後縁（５０）」に、「動翼先端部Ｇ」は「先端プレート（５４）」に、「翼本体根本部２ｃ」は「翼形部根元（５２）」に、「動翼１の背側１１」は「第１の側壁（４４）」に「動翼１の腹側１２」は「第２の側壁（４６）」に、「冷却空気通路６」は「冷却空洞（５６）」に、
「後縁吹き出し孔８」は「後縁冷却スロット（７０）」に、「ガスタービン動翼１」は「ガスタービン（２０）用翼形部（４２）」に、「翼中央部」は「第１の部分（８２）」に、「翼先端部」は「第２の部分（８４）」に、「翼根本部」は「第３の部分（８６）」に各々相当するから、
　引用文献２に記載された発明を本願発明の用語を用いると
「前縁と、
　後縁と、
　先端プレートと、
　翼形部根元と前記先端プレートとの間で半径方向スパンにわたって延びる第１の側壁と、
　前記翼形部根元と先端プレートとの間で半径方向スパンにわたって延びる第２の側壁であって、前記前縁及び後縁において前記第１の側壁に結合し、かつ第１の側壁と第２の側壁との間に冷却空洞を形成する第２の側壁と、
　縦列の形態で配置された複数の縦方向に間隔を置いた後縁冷却スロットと
を含むガスタービン用翼形部であって、
　前記スロットが、前記冷却空洞と流れ連通状態になっており、かつ前記後縁の少なくとも１つの部分（８２）、（８４）、（８６）におけるインチ当たりのスロットの数が該後縁の異なる部分におけるインチ当たりのスロットの数よりも多くなるように、該後縁に沿って一様でない分布で配置されており、前記後縁が複数の部分（８２）、（８４）、（８６）を含んでいて、それらの部分の各々がその中に設置された前記後縁冷却スロットのインチ当たりの数を含み、選択した部分における前記後縁冷却スロットのインチ当たりの数が、隣接する部分における該後縁冷却スロットのインチ当たりの数とは異なっており、前記後縁が、前記後縁冷却スロットルのインチ当たりの第１の数を含む第１の部分と、前記後縁冷却スロットのインチ当たりの第２の数を含む第２の部分と、前記後縁冷却スロットのインチ当たりの第３の数を含む第３の部分とを含み、前記第３の部分が、前記翼形部根元から前記第１の部分まで延び、前記第１の部分が、前記第３の部分から前記第２の部分まで延び、前記第２の部分が、前記第１の部分から前記先端プレートまで延びており、前記後縁冷却スロットのインチ当たりの第１の数が、前記後縁冷却スロットのインチ当たりの第２及び第３の数よりも多い、ガスタービン用翼形部。」と表現できる。
　そして、本願発明、引用文献１に記載された発明及び引用文献２に記載された発明は、ガスタービン用の翼の形状に関するものであって、翼の温度分布を均一にすることはガスタービンの技術分野においては周知の課題であることから、引用文献１記載の発明に引用文献２記載の発明を適用して相違点に係る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。
　
　そして、本願発明の作用効果も、引用文献１及び２に記載された発明から当業者が予測できる範囲のものである。
　
５．むすび
　したがって、本願発明は、引用文献１及び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。