【事件の表示】
　特願２００４−５５００１３号「スロット付き航空機翼」拒絶査定不服審判事件〔平成１６年　５月２１日国際公開、ＷＯ２００４／０４１６４０、平成１８年　１月２６日国内公表、特表２００６−５０２９１４号〕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】
【第１】手続の経緯  
　本願は、２００３（平成１５）年１０月９日（パリ条約による優先権主張外国庁受理、２００２（平成１４）年１０月９日、２００３（平成１５）年１０月３日、米国）を国際出願日とする出願であって、平成２１年１１月１７日付けで拒絶査定がなされ（拒絶査定の謄本送達（発送）日　平成２１年１２月１５日）、それに対して、平成２２年３月２９日付けで本件審判の請求がなされるとともに、同日付けで手続補正（前置補正）がなされたものである。  
 　  
【第２】平成２２年３月２９日付け手続補正の却下について  
　［補正却下の決定の結論］  
　平成２２年３月２９日付けの手続補正を却下する。  
　［補正却下の決定の理由］  
１．平成２２年３月２９日付けの手続補正（以下「本件手続補正」という。）の趣旨  
　本件手続補正は、特許請求の範囲の全文を補正するというものであるが、そのうち、請求項１ないし３についての補正は次のとおりである。
（１）＜本件手続補正前＞の請求項１ないし３
　「【請求項１】
　スロットが設けられていないエアフォイルよりも遷音速状態における性能を向上させるように適合した所定の三次元形状と翼幅とを有している、スロットを有する後退エアフォイルであって、
　上面および下面を有する少なくとも１つの前縁側エアフォイル要素と、
　翼幅方向の遷音速巡航スロットを前縁側エアフォイル要素とともに規定する、上面および下面を有する少なくとも１つの後縁側エアフォイル要素とを備え、
　巡航スロットはマッハ臨界流れをエアフォイルが経験する場所に沿って位置付けられ、
かつ、前縁側エアフォイル要素の下面に沿って流れる空気の一部が巡航状態において分流して前記後縁側エアフォイル要素の前記上面の上を流れることを可能にし、こうして前記遷音速状態における性能向上が達成されることを可能にする三次元形状を有する、後退エアフォイル。
　　【請求項２】
　請求項１に記載の後退エアフォイルを含む航空機翼。
　　【請求項３】
　前記巡航スロットは、非整形のコーブなしに前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素間に規定される空気力学的に滑らかなチャネルを含む、請求項２に記載の翼。」
（２）＜本件手続補正後＞の請求項１ないし３    
　「【請求項１】
　スロットが設けられていないエアフォイルよりも遷音速状態における性能を向上させるように適合した所定の三次元形状と翼幅とを有している、スロットを有する後退エアフォイル
を含む航空機翼
　
前記後退エアフォイルは、
　翼幅方向の遷音速巡航スロットを前縁側エアフォイル要素とともに規定する、上面および下面を有する少なくとも１つの後縁側エアフォイル要素とを備え、
　巡航スロットはマッハ臨界流れをエアフォイルが経験する場所に沿って位置付けられ、
かつ、前縁側エアフォイル要素の下面に沿って流れる空気の一部が巡航状態において分流して前記後縁側エアフォイル要素の前記上面の上を流れることを可能にし、こうして前記遷音速状態における性能向上が達成されることを可能にする三次元形状を有し、
　
さらに、各々が翼幅遷音速巡航スロットを規定する２つのスロット付き翼領域間に配置された少なくとも１つのスロットなし翼領域を備える、航空機翼
　　【請求項２】
　前記巡航スロットは、非整形のコーブなしに前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素間に規定される空気力学的に滑らかなチャネルを含む、請求項１に記載の翼。
　　【請求項３】
　前記巡航スロットは、前記翼の性能を向上させるために、
　巡航速度の上昇、
　揚力の上昇、
　厚みの増大、
　後退角の減少、
　抗力の減少、または
　以上の組合せ、
からなる群のうち１つ以上から選択される基準によって構成される、請求項１に記載の翼。」
　（上記本件手続補正後の特許請求の範囲に記載された請求項１の発明を、以下「本願補正発明」という。なお、下線は、主要な補正箇所を明示するために当審で加入した。） 
　 
２．本件手続補正が認められるべき要件
　上記の手続補正は、当該補正前の請求項１を削除すると共に、同じく補正前の請求項２について、上記下線部のとおりの限定事項を付加して、これを新たに補正後の請求項１にしようとするものであって、かかる補正は平成１８年法律第５５号附則第３条第１項によりなお従前の例によるとされることにより適用される、同法による改正前の特許法（以下「平成１８年改正前の特許法」という。）第１７条の２第４項第２号でいう特許請求の範囲の減縮を目的とするものに該当し、また、同条第３項で規定される事項の範囲内でされたものと認められる。  
（２）更に、本件手続補正が適法なものとされるためには、当該補正後の特許請求の範囲に記載されている発明が特許出願の際独立して特許を受けることができるものであること（平成１８年改正前の特許法第１７条の２第５項において準用する同じく特許法第１２６条第５項の規定に適合すること）が必要であるので、以下でこの要件の可否について検討する。  
 　  
３．引用例、その記載事項及び引用発明  
　原査定の拒絶理由で引用された、本願に係る二つの優先権主張日のいずれよりも前に頒布された刊行物である、米国特許第６２９３４９７号明細書（以下「引用例」という）には、次の（ａ）〜（ｆ）の事項が記載されている。なお、原文の後の括弧｛ ｝内は当審での訳文である。  
　（ａ）「SUMMARY OF THE INVENTION　
　An aspect of the wing of this invention is that it incorporates a slotted cruise airfoil. Slotted cruise airfoil technology that we have developed allows us to produce an unswept, or substantially unswept, wing that achieves the same cruise speed as today's conventional airplanes with higher sweep.」（第１欄第２１〜２７行）　 
｛「発明の概要
　本発明における翼の特徴の1つは、スロット付き巡航エアフォイルを組み込んだことである。我々が開発したスロット付き巡航エアフォイル技術は、今日の後退角の大きな従来型航空機と同等の巡航速度を達成する、非後退型、または実質的に非後退型の翼の生産を可能にした。」｝ 
　（ｂ）「On the `high wing` example of the invention, FIG. 1b and 2b, an unswept wing 14 is attached to the top of the fuselage 15. Its structural box 16 is a single part, reaching from wing tip to wing tip. It is formed by the rear spar 39, front spar 82, upper 83 and lower 84 wing skins. Additional spars in intermediate positions between the rear spar 39 and the front spar 82 could also be included. High bypass ratio engines 17 are attached to struts 18 below the while. The main landing gear 19 is attached to the fuselage 15, not requiring additional space in the wing platform 14. Wing leading edge devices 20 are Krueger flaps. Spoilers 21 are of the same type as on the reference airplane. However, the flaps 23 represent the `vane-main` feature with the addition of a slot that is permanent for all flap positions and is a unique key to this invention. More detail is shown on FIG. 6. The slots are extended outboard throughout the ailerons 22. Heat is transferred from the leading edge of the wing 14 and/or of the main flap 23 to increase the extent of natural laminar flow. The Main landing gear 19 is shorter than the gear on the reference airplane. The aft fuselage 15 is more symmetric, ends in a vertical blade shape, and features less upsweep angle 37 and less drag than on the reference airplane due to the features of the `slotted wing` 14. 」（第２欄第５７行〜第３欄第１７行）
｛「本発明の高翼型の例である図１ｂおよび２ｂには、胴体15の上部に非後退翼14が取り付けられている。その構造ボックス16は単体構成になっており、翼端から翼端に達する。後方翼桁39、前方翼桁82、上部翼外板83および下部翼外板84で構成される。後方翼桁39と前方翼桁82の中間位置に付加的な翼桁を取り付けることも可能である。高バイパス比エンジン17が、翼下の支柱18に取り付けられている。主着陸装置19が翼15に吊り下げられているが、翼プラットフォーム14内に付加的な空間を必要としない。翼前縁装置20はクルーガーフラップである。スポイラー21は、対照となる航空機の場合と同型である。しかしながらフラップ23は、スロットの追加に伴う「ベーン・メイン(vane-main)」の特徴を示す。このスロットはすべてのフラップの位置に常設され、本発明独特のかぎとなる要素である。詳細は図６に示す。スロットは、エルロン22全体にわたって機体外へと続いている。翼14および主フラップ23、またはそのいずれかの前縁から熱が移動し、自然層流の程度が増大する。主着陸装置19は、対照となる航空機の場合よりも短い。胴体15後部は左右対称に近くなり、終端部が縦フィン型となる。上向きの傾斜角37は緩やかで、「スロット付き翼」14の機能の結果として、対照となる航空機の場合よりも抗力が低下する。」
　（ｃ）「FIG. 6 is extracted from the concurrent patent application Ser. No. 08/735,233, filed Oct. 22, 1996 entitled, Slotted Cruise Trailing Edge Flap by G. L. Siers. The two views, FIG. 6a and 6b illustrate the two extreme positions of the trailing edge flap.
　Of particular interest is the wing rear spar 39 shown in combination with the rear fragment of a wing 14 or 26. The components of the flap 23 are generally located aft of, and are structurally supported by, the wing rear spar 39.
　In general, a slotted cruise trailing edge flap 23 formed in accordance with the application Ser. No. 08/735,233 has a single-slotted configuration during cruise, FIG. 6a and a double-slotted configuration during takeoff(not shown) and landing, FIG. 6b. This is accomplished by a flap assembly 23 that is movable between a stowed position and an extended position. In the stowed position a single slot is present, and in the extended position two slots are present. More specifically, flap assembly 23 includes two airfoil elements, a vane element and a main element, that are arranged in fixed relation to one another. The space between the airfoil elements forms a permanent single slot. At various support locations along the wing trailing edge, the flap assembly 23 is movably connected to an extension assembly 40 that is secured to the wing rear spar 39.
　The extension assembly 40 includes a support structure to which the flap assembly 23 is translatable and rotatably connected. The extension assembly 40 further includes an actuation mechanism that moves the flap assembly 23 relative to the support structure. In a stowed position, the vane element of flap 23 nests into the wing 14 or 26 such that the permanent single slot remains available to direct airflow from regions below the wing to regions above the wing. In an extended position, the vane and main elements of flap 23 form a double-slotted arrangement by rotating downward and translating rearward relative to the wing 14 or 26. 」（第３欄第６１行〜第４欄第２８行）
｛「図６は、G. L. Siers による1996年10月22日出願の同時特許出願番号08/735,233の「スロット付き巡航後縁フラップ」と題する明細書から抜粋した。図６ａおよび６ｂの２種類の図は、後縁フラップの２つの極限位置を示す。
　特に注目できるのは、翼の後部フラグメント(rear fragment)14または26と共に示された翼の後方翼桁39である。フラップ23の構成要素は、一般に翼の後方翼桁39の後部に位置し、後方翼桁に構造的に支持されている。
　一般に、特許出願番号08/735,233に従って形成されたスロット付き巡航後縁フラップ23は、巡航中は図6aのようにシングルスロット構造だが、離陸時（図示されていない）および着陸時には図６ｂのようにダブルスロット構造になる。これは収容位置と伸展位置の間で動かすことのできるフラップアセンブリ23によって実現される。収容位置ではシングルスロットが現れ、伸展位置では２つのスロットが現れる。より具体的に言えば、フラップアセンブリ23には、２個のエアフォイル要素、ベーン要素および主要素が含まれており、それらの要素は相互に対して固定的な関係に配置されている。エアフォイル要素間の空間は、常設のシングルスロットを形成する。翼後縁に沿った多くの支持位置で、フラップアセンブリ23は翼の後方翼桁39に固定された伸展アセンブリ40と可動的に接続される。
　伸展アセンブリ40は、フラップアセンブリ23が変形可能かつ回転可能な仕方で接続される支持構造を含む。さらに伸展アセンブリ40には、支持構造との関連でフラップアセンブリ23を動かす作動メカニズムも含まれる。収容位置では、フラップ23のベーン要素は翼14または26に格納され、常設のシングルスロットが引き続き翼の下の領域から翼の上の領域へと気流を誘導する。伸展位置では、フラップ23のベーンおよび主要素が下方に回転し、翼14または26に対して後方に移動することによって、ダブルスロットの配列を形成する。」｝
　（ｄ）「Physical factors limiting the performance of transonic cruise airfoils
　In the following discussion, airfoil refers to the cross-sectional shape of a  wing in planes that are substantially longitudinal and vertical, which plays a major role in determining the aerodynamic performance of said wing. Transonic cruise refers to operation of the wing at high subsonic speed such that the airflow past the wing contains local regions of supersonic flow. Mach number refers to the ratio of the flow speed to the speed of sound. 」（第４欄第２９〜３８行）
｛「遷音速巡航エアフォイルの性能を制限する物理的要因
　以下の論議の中で、「エアフォイル」は、前記翼の空気力学的性能の決定において主要な役割を果たす、実質的に長軸方向および垂直方向の面における翼の断面形状を意味する。「遷音速巡航」は、限局領域の超音速流を含む気流が翼を通過するような、高亜音速での翼の運用を意味する。「マッハ数」は、音速に対する流速の比を意味する。」｝
　（ｅ）「Potential technology advantage of the slotted airfoil
　The shape and resulting pressure distribution of a slotted transonic cruise airfoil are shown in FIG. (6) and (7b). The airfoil 23 consists of two elements (a forward element 60 and an aft element 61) separated by a curved channel (62, the slot) through which air generally flows from the lower surface 84 to the upper surface 64. In this example, the slot lip (65, the trailing edge of the forward element) is just aft of 80 percent of the overall chord from the leading edge, and the overlap of the elements is about 3 percent of the overall chord. Pressure distributions are shown for both elements, so that the pressure distributions overlap where the airfoil elements overlap. As with the conventional airfoil, the upper curves 66,67 give the Cｐdistributions on the upper surfaces 64,83, and the lower curves 68,69 give Cｐ on the lower surfaces 84,70. Note that there are two stagnation points 71,72 and their corresponding high-pressure spikes 73,74, one on each element, where the oncoming flow attaches to the surface near each of the leading edges.
　To begin the consideration of the flow physics, note that the preferred operating condition for the slotted airfoil shown is faster than that of the single-element airfoil (Mach 0.78 compared with 0.75), and that the lift coefficient is slightly higher, while both airfoils have the same effective thickness for structural purposes. At the slotted airfoil's operating condition, any single-element airfoil of the same thickness would have extremely high drag. The slotted airfoil's substantial advantage in technology level results from the fact that the final pressure recovery 75 is extremely far aft, beginning with a weak shock 76 at about 90 percent of the overall chord. Such a pressure distribution would be impossible on a single-element airfoil because boundary-layer separation would surely occur, preventing the shock from moving that far aft. The mechanism, loosely termed the slot effect, by which the slot prevents boundary-layer separation, combines several contributing factors:」（第６欄第４５行〜第７欄第１３行）
｛「スロット付きエアフォイルの潜在的な技術的利点
　スロット付き遷音速巡航エアフォイルの形状および結果として生じた圧力分布を図（６）および（７ｂ）に示す。エアフォイル23は、２つの要素(前方要素60と後方要素61)から成る。それらの要素は、屈曲したチャネル(62、スロット)で隔てられており、このチャネルを通して、通常下面84から上面64へと空気が流れる。この例では、スロットのへり(65、前方要素の後縁)は、前縁からの弦全体のちょうど８０パーセント後方に位置し、２つの要素が重なる部分は弦全体の約３パーセントを占める。両方の要素の圧力分布が示されており、エアフォイル要素が重なる部分では圧力分布も重なり合っている。従来型エアフォイルと同様、上の曲線66、67は上面64、83におけるCp分布を示し、下の曲線68、69は下面84、70におけるCpを示す。2カ所のよどみ点71、72と、それらに対応する高圧力のスパイク73、74が各要素に存在することに注目できる。この位置で、対向する気流がそれぞれの前縁に近い表面に取り付く。
　気流の物理的過程の考察を始めるにあたり、図示されたスロット付きエアフォイルの好適な運用状況は、単一要素のエアフォイルの場合よりも高速であり（マッハ0.75に対して0.78）、揚力係数もやや高い一方で、両方のエアフォイルが構造的目的に関して同じ有効厚みを持つことに注目できる。スロット付きエアフォイルの運用状況では、同じ厚みを持つどの単一要素エアフォイルも抗力が極めて高くなる。スロット付きエアフォイルの技術レベルにおける大きな利点は、最終的な圧力回復75が非常に後方で生じ、弦全体のおよそ90パーセントの位置で弱い衝撃76が始まることに由来する。このような圧力分布は、単一要素エアフォイルでは不可能である。間違いなく境界層剥離が生じ、これほど後方に衝撃が移動することを妨げるためである。「スロット効果」と大まかに呼ばれるこのメカニズムによって、スロットが境界層剥離を防止し、いくつかの寄与要因を集約する。」｝
　（ｆ）「 1. A commercial jetplane capable of flying at a cruise speed of Mach=0.78 or above, comprising:
a fuselage;
a landing gear mounted on said fuselage;
a single wing attached to said fuselage, said single wing being substantially unswept with a high aspect ratio, and including:
a forward airfoil element having an upper surface and a lower surface;
an aft airfoil element having an upper surface and a lower surface;
an internal structure comprising at least two spars extending from one tip to an opposing tip of said single wing, with a rear one of the spars being straight and unswept in plan view;
an airfoil structure having a slot that allows airflow from the forward airfoil element to the aftairfoil element, wherein during cruising flight of the airplane, said airfoil structure having saidslot diverts some of the air flowing along the lower surface of the forward airfoil element to flow over the upper surface of the aft airfoil element, and where the lower surface of the forward airfoil element and the lower surface of the aft airfoil element are shaped to provide an efficient cross section for a main structural box of the single wing; and said wing and said fuselage being constructed of at least one of aluminum and graphite composite.」（第９欄第１８行〜第１０欄第７行）
｛「1. 商業用ジェット機であって、マッハ0.78以上の巡航速度で飛行する能力を持ち、
　胴体、
　前記胴体搭載の着陸装置、
　前記胴体に取り付けられた単翼であって、前記単翼は実質的に非後退型で　　アスペクト比が高く、
　　上面および下面を持つ前方エアフォイル要素と、
　　上面および下面を持つ後方エアフォイル要素と、
　　前記単翼の一方の翼端から反対側の翼端に伸長する少なくとも２本の翼　　桁から構成され、後方の翼桁は平面図上直線で後退角を持ない内部構造　　と、
　エアフォイル構造はスロットを備え、これにより前方エアフォイル要素か　　ら後方エアフォイル要素に向かう空気流れを可能にして、航空機の巡航　　飛行中には、前記スロットを備える前記エアフォイル構造は、前方エア　　フォイル要素の下面に沿って流れる空気の一部の流れを変えて後方エア　　フォイル要素の上面に流し、また、前方エアフォイル要素の下面および　　後方エアフォイル要素の下面が、前記単翼の主構造ボックスの効率的な　　な断面を可能にする形状とされており、および、
　前記翼および前記胴体がアルミニウムとグラファイト複合材の少なくとも　　どちらかで構築されている商業用ジェット機。」｝
 　  
　【引用例に記載されている発明】  
　上記（ａ）〜（ｆ）の記載事項からみて、上記引用例には、  
　「スロット付き遷音速巡航エアフォイルを組み込んだ、非後退型の航空機の翼であって、スロット付き翼の機能の結果として、スロットが境界層剥離を防止して対照となる航空機の場合よりも抗力が低下し、
　前記エアフォイルは、上面および下面を持つ前方エアフォイル要素と、上面および下面を持つ後方エアフォイル要素とを含み、
　前記二つのエアフォイル要素間の空間は、すべてのフラップの位置に常設のシングルスロットを形成して、常設のシングルスロットが引き続き翼の下の領域から翼の上の領域へと気流を誘導するものであって、これにより、航空機の巡航飛行中には、前記スロットを備える前記エアフォイル構造は、前方エアフォイル要素の下面に沿って流れる空気の一部の流れを変えて後方エアフォイル要素の上面に流す、
　航空機の翼。」の発明（以下「引用発明」という。）が記載されていると認められる。なお、上記「引用発明」は、上記記載事項（ａ）〜（ｆ）の訳文の表現を用いて認定した。　  
　
４．発明の対比  
（１）本願補正発明と引用発明とを対比する。
　引用発明における「航空機の翼」は、本願補正発明における「航空機翼」に相当しており、引用発明で「スロット付き翼の機能の結果として、スロットが境界層剥離を防止して対照となる航空機の場合よりも抗力が低下」するとしているのは、本願補正発明でいう「スロットが設けられていないエアフォイルよりも遷音速状態における性能を向上させる」ことを意味している。そして、引用例では、「エアフォイルは、前記翼の空気力学的性能の決定において主要な役割を果たす、実質的に長軸方向および垂直方向の面における翼の断面形状を意味する」としていることからみても、引用発明に係る「エアフォイル」が「所定の三次元形状と翼幅とを有している」ことは明らかである。
　また、引用発明でいう「前方エアフォイル要素」は、本願補正発明でいう「前縁側エアフォイル要素」に、同じく「後方エアフォイル要素」は「後縁側エアフォイル要素」にそれぞれ相当し、引用発明で「二つのエアフォイル要素間の空間」は「常設のシングルスロットを形成」するとしているのは、本願補正発明で、「翼幅方向の遷音速巡航スロット」を前縁側エアフォイル要素と後縁側エアフォイル要素とで規定するとしているのと同義である。
　更に、引用発明で「航空機の巡航飛行中には、前記スロットを備える前記エアフォイル構造は、前方エアフォイル要素の下面に沿って流れる空気の一部の流れを変えて後方エアフォイル要素の上面に流す」としているのは、本願補正発明で「前縁側エアフォイル要素の下面に沿って流れる空気の一部が巡航状態において分流して前記後縁側エアフォイル要素の前記上面の上を流れる」としているのと同義であり、引用発明に係るエアフォイルも、本願補正発明と同様に、「こうして前記遷音速状態における性能向上が達成されることを可能にする三次元形状を有」するものといえる。
　
（２）上記の対比から、本願補正発明と引用発明との間の一致点及び相違点は、次のとおりである。　  
　［一致点］「スロットが設けられていないエアフォイルよりも遷音速状態における性能を向上させるように適合した所定の三次元形状と翼幅とを有している、スロットを有するエアフォイルを含む航空機翼であって、
　前記エアフォイルは、
　上面および下面を有する少なくとも１つの前縁側エアフォイル要素と、
　翼幅方向の遷音速巡航スロットを前縁側エアフォイル要素とともに規定する、上面および下面を有する少なくとも１つの後縁側エアフォイル要素とを備え、
　前縁側エアフォイル要素の下面に沿って流れる空気の一部が巡航状態において分流して前記後縁側エアフォイル要素の前記上面の上を流れることを可能にし、こうして前記遷音速状態における性能向上が達成されることを可能にする三次元形状を有する、
　航空機翼。」である点。  
 　  
　［相違点１］スロットを設ける対象が、本願補正発明では「後退エアフォイル」であるのに対して、引用発明では「非後退型」のエアフォイルである点。
　［相違点２］本願補正発明では、「巡航スロットはマッハ臨界流れをエアフォイルが経験する場所に沿って位置付けられ、」としているのに対して、引用発明では、スロットの位置とマッハ臨界流れとの関係について、明確な言及がない点。
　［相違点３］本願補正発明では、「各々が翼幅遷音速巡航スロットを規定する２つのスロット付き翼領域間に配置された少なくとも１つのスロットなし翼領域を備える」としているのに対して、引用発明ではこのようなスロットなし翼領域を設けることについて言及がない点。
 　  
５．当審の判断  
（１）上記の［相違点１］を検討すると、  
　引用例で、「我々が開発したスロット付き巡航エアフォイル技術は、今日の後退角の大きな従来型航空機と同等の巡航速度を達成する、非後退型、または実質的に非後退型の翼の生産を可能にした。」（記載事項ａ）としているところからも明らかなように、巡航速度の高い航空機では、後退翼、即ち後退エアフォイルを採用するのが一般的である。そして、非後退型のエアフォイルの場合と同様に、後退エアフォイルにスロットを設けた場合も、スロットが境界層剥離を防止して抗力が低下する等の作用効果を期待できるのではないかと考えるのは、当業者であれば通常類推可能な範囲内のことといえるから、引用発明に係る「非後退型のエアフォイル」に代えて、本願補正発明に係る「後退エアフォイル」とすることは、当業者が容易に想到しうる程度の設計事項と認められる。
　
（２）上記の［相違点２］を検討すると、
　引用例では「「遷音速巡航」は、限局領域の超音速流を含む気流が翼を通過するような、高亜音速での翼の運用を意味する。」（記載事項ｄ）としているが、ここでいう「限局領域の超音速流を含む気流が翼を通過する」(the airflow past the wing contains local regions of supersonic flow）は、実質上、マッハ臨界流れと同様のことを意味すると解され、本願補正発明でいう「巡航スロットはマッハ臨界流れをエアフォイルが経験する場所に沿って位置付けられ、」とする点は、上記の記載事項によって示唆されているといえるから、相違点２に係る構成は当業者が容易に想到しうるものである。
　
（３）上記の［相違点３］を検討すると、
　上述の「限局領域の超音速流」が、翼の長手方向の全領域で生じることは想定しがたいし、引用発明では「すべてのフラップの位置に常設のシングルスロットを形成」としているけれども、フラップを翼の長手方向の全領域に設けることも通常ありえないから（なお、必要であれば特開２０００−６２６９８号公報参照）、相違点３も格別のものとはいえない。
　
（４）しかも、上記の相違点１ないし３に係る構成を併せ備える本願補正発明の奏する作用効果についてみても、格別のものとはいえない。
　
　したがって、本願補正発明は引用発明に基づいて、当業者が容易に発明をすることができたものといえる。
　
６．独立特許要件の欠如に伴う本件手続補正の却下  
　上記検討から明らかなように、本願補正発明は、上記引用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、特許出願の際独立して特許を受けることができない。  
　したがって、本件手続補正は、平成１８年改正前の特許法第１７条の２第５項において準用する同第１２６条第５項の規定に違反することになり、同第１５９条第１項において一部読み替えて準用する同第５３条第１項の規定により却下されるべきものである。  
　よって、上記補正却下の決定の結論のとおり決定する。  
 　　  
【第３】本願の発明について  
１．本願の発明  
　平成２２年３月２９日付けの本件手続補正は上記のとおり却下されたので、本願の発明は、本件手続補正前の特許請求の範囲の請求項１ないし７７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、そのうちの請求項１及び請求項２に係る発明は次のとおりである。
「【請求項１】　
　スロットが設けられていないエアフォイルよりも遷音速状態における性能を向上させるように適合した所定の三次元形状と翼幅とを有している、スロットを有する後退エアフォイルであって、
　上面および下面を有する少なくとも１つの前縁側エアフォイル要素と、
　翼幅方向の遷音速巡航スロットを前縁側エアフォイル要素とともに規定する、上面および下面を有する少なくとも１つの後縁側エアフォイル要素とを備え、
　巡航スロットはマッハ臨界流れをエアフォイルが経験する場所に沿って位置付けられ、
かつ、前縁側エアフォイル要素の下面に沿って流れる空気の一部が巡航状態において分流して前記後縁側エアフォイル要素の前記上面の上を流れることを可能にし、こうして前記遷音速状態における性能向上が達成されることを可能にする三次元形状を有する、後退エアフォイル。
　　【請求項２】
　請求項１に記載の後退エアフォイルを含む航空機翼。」  
 　  
２．引用例、その記載事項及び引用発明  
　原査定の拒絶の理由に引用された引用例とその記載事項及び引用発明は、上記【第２】の３．に記載したとおりである。  
 　  
３．対比・判断  
　上記の本願請求項２に係る発明と、上記の【第２】で検討した本願補正発明とを比較すると、上記【第２】の２．（１）で指摘したところから明らかなように、本願請求項２に係る発明の構成に、上記下線部のうちの一部の限定事項を加えたものが本願補正発明にあたる。                        
　そうすると、本願請求項２に係る発明を更に限定した発明である本願補正発明が、上記【第２】の３．以下に記載したとおり、上記の引用発明及び上記引用例の記載事項に基づいて、当業者が容易に発明をすることができたものであるから、本願請求項２に係る発明も本願補正発明と同じく、上記引用発明に基づいて、当業者が容易に発明をすることができたものといえる。
 　  
４．むすび  
　上記のとおり、本願請求項２に係る発明については、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から、本願の他の請求項に係る発明について検討するまでもなく、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。