【事件の表示】
　特許第６１２８５６８号発明「航空機のインテーク構造」の特許異議申立事件について、次のとおり決定する。
【結　論】
　特許第６１２８５６８号の明細書、特許請求の範囲を訂正請求書に添付された訂正明細書、特許請求の範囲のとおり、訂正後の請求項〔１〜４〕について訂正することを認める。 
　特許第６１２８５６８号の請求項１及び４に係る特許を維持する。 
　特許第６１２８５６８号の請求項２及び３に係る特許についての特許異議申立てを却下する。
【理　由】
第１　手続の経緯 
　特許第６１２８５６８号の請求項１〜４に係る特許についての出願は、平成２７年３月２６日に出願され、平成２９年４月２１日付けでその特許権の設定登録がされ、同年５月１７日に特許掲載公報が発行されたところ、同年１０月２５日に特許異議申立人　恒川朱美（以下「申立人」という。）より請求項１〜４に対して特許異議の申立てがされ、平成３０年３月２３日付けで取消理由が通知され、同年５月２８日に意見書の提出及び訂正請求がされ、同年６月７日付けで訂正請求があった旨の通知（特許法第１２０条の５第５項）がされ、同年７月５日に申立人から意見書が提出され、同年１０月４日付けで取消理由（決定の予告）が通知され、同年１２月１０日に意見書の提出及び訂正請求がされ、同年１２月２１日付けで訂正請求があった旨の通知（特許法第１２０条の５第５項）がされ、平成３１年２月１日に申立人から意見書が提出されたものである。
　　
第２　訂正の適否 
１　訂正の内容 
　平成３０年１２月１０日にされた訂正の請求（以下「本件訂正請求」という。また、本件訂正請求に係る訂正を「本件訂正」という。）は、本件特許の願書に添付された明細書及び特許請求の範囲（以下、それぞれ「本件明細書」、「本件特許請求の範囲」といい、図面を含めて「本件明細書等」という。）を、訂正請求書に添付した訂正明細書及び特許請求の範囲のとおり訂正することを求めるものであり、その訂正の内容は以下のとおりである（下線部は訂正箇所を示す。）。 
　なお、平成３０年５月２８日付けの訂正請求は、特許法第１２０条の５第７項の規定により取り下げられたものとみなす。
　
（１）訂正事項１ 
　本件特許請求の範囲の請求項１に「機体前方から滑らかに隆起したバンプが設けられており、前記インテークの周辺の平面視において、前記バンプの最大幅が、前記インテークの最大幅よりも広い」と記載されているのを、「機体前方から滑らかに隆起し
、前記インテーク内で機体後方へ滑らかに沈下する
前記インテークよりも機体前方における
く、前記バンプは、機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されており、前記インテークが開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記インテークの側方の位置まで延在している
　
（２）訂正事項２
　本件特許請求の範囲の請求項２を削除する。
　
（３）訂正事項３
　本件特許請求の範囲の請求項３を削除する。
 　
（４）訂正事項４
　本件特許請求の範囲の請求項４に「請求項１〜３のいずれか一項に記載の航空機のインテーク構造。」と記載されているのを、「
請求項１
 　
（５）訂正事項５
　本件明細書の段落【０００８】に「機体前方から滑らかに隆起したバンプが設けられており、前記インテークの周辺の平面視において、前記バンプの最大幅が、前記インテークの最大幅よりも広い」と記載されているのを、「機体前方から滑らかに隆起し
、前記インテーク内で機体後方へ滑らかに沈下する
前記インテークよりも機体前方における
く、前記バンプは、機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されており、前記インテークが開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記インテークの側方の位置まで延在している
  
（６）訂正事項６
　本件明細書の段落【０００９】に「請求項２に記載の発明は、請求項１に記載の航空機のインテーク構造において、前記バンプは、機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されていることを特徴とする。請求項３に記載の発明は、請求項２に記載の航空機のインテーク構造において、前記バンプは、当該バンプの幅方向において、前記インテークよりも側方まで延在する部分を備えることを特徴とする。請求項４に記載の発明は、請求項１〜３のいずれか一項に記載の航空機のインテーク構造において」と記載されているのを、「
請
請求項１
   　
　訂正前の請求項１〜４は一群の請求項に該当するから、訂正事項１〜４に係る訂正請求は、一群の請求項ごとにされたものである。また、訂正事項５及び６に係る明細書の訂正は、一群の請求項である請求項１〜４について行うものである。 
  　
２　訂正の目的の適否、新規事項の有無及び特許請求の範囲の拡張・変更の存否 
（１）訂正事項１について 
　訂正事項１は、訂正前の請求項１の「バンプ」の構成を限定するものであるから、特許請求の範囲の減縮を目的とするものに該当する。 
　また、当該構成の限定は、本件特許請求の範囲の請求項２の「前記バンプは、機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されている」、請求項３の「前記バンプは、当該バンプの幅方向において、前記インテークよりも側方まで延在する部分を備える」、本件明細書の段落【００１４】の「バンプ２１は、図２及び図３に示すように、機体前後方向に沿って、インテーク１０ａの直前から滑らかに幅広になりつつ隆起して、インテーク１０ａを過ぎた後に再び滑らかに沈下するように形成されている。」及び段落【００１５】の「バンプ２１のうち、インテーク１０ａの直前に位置する略前半部は、その幅（最大幅）Ｗ２がインテーク１０ａの幅（最大幅）Ｗ１よりも広く形成されている。」との記載事項並びに図２及び図３の図示内容に基づくものであるから、本件明細書等に記載した事項の範囲内の訂正である。 
　さらに、訂正事項１は、カテゴリーや対象、目的を変更するものでないから、実質上特許請求の範囲を拡張し、又は変更するものにも該当しない。 
　また、請求項１を引用する請求項４も同様に訂正するものであるが、当該訂正についても、請求項１と同様に特許請求の範囲の減縮を目的とし、新規事項の追加に該当せず、実質上特許請求の範囲を拡張し、又は変更するものにも該当しない。 
  
（２）訂正事項２及び３について 
　訂正事項２は、特許請求の範囲の請求項２を削除するものであり、また、訂正事項３は、特許請求の範囲の請求項３を削除するものであるから、訂正事項２及び３は、特許請求の範囲の減縮を目的とするものであって新規事項の追加に該当せず、また、発明のカテゴリーや対象、目的を変更するものではないから、実質上特許請求の範囲を拡張し、又は変更するものではない。
　
（３）訂正事項４について
　訂正事項４は、訂正事項２及び３によって請求項２及び３が削除されたことに伴い、訂正前の請求項４における引用請求項において請求項２及び３を引用しないようにするものであるから、明瞭でない記載の釈明を目的とするものであって新規事項の追加に該当せず、また、発明のカテゴリーや対象、目的を変更するものではないから、実質上特許請求の範囲を拡張し、又は変更するものではない。
    　
（４）訂正事項５及び６について
　訂正事項５及び６は、上記訂正事項１〜４の訂正に伴い、特許請求の範囲の記載と明細書の記載との整合を図るための訂正であるから、明瞭でない記載の釈明を目的とするものに該当する。 
　また、訂正事項５及び６は、特許請求の範囲と明細書との整合をとるためのものであり、新規な事項を導入するものでないから、本件明細書等に記載した事項の範囲内の訂正であるとともに、実質上特許請求の範囲を拡張し、又は変更するものにも該当しない。 
  
３　小括 
　したがって、本件訂正請求による訂正事項１〜６は、特許法第１２０条の５第２項ただし書第１号又は第３号に掲げる事項を目的とするものであり、かつ、同条第９項で準用する同法第１２６条第５項及び第６項の規定に適合するので、訂正後の請求項〔１〜４〕について訂正を認める。 
  　
第３　本件発明 
　上記「第２」で述べたとおり、本件訂正は認められるので、本件特許の請求項１及び４に係る発明（以下「本件発明１及び４」という。）は、訂正特許請求の範囲の請求項１及び４に記載された事項により特定される次のとおりのものである。
　なお、本件訂正により請求項２及び３は削除された。　
「【請求項１】
　機体前方からの空気を取り込む航空機のインテーク構造であって、
　前記航空機の機体表面のうち、前記インテークの直前に位置する部分には、機体前方から滑らかに隆起し、前記インテーク内で機体後方へ滑らかに沈下するバンプが設けられており、
　前記インテークの周辺の平面視において、前記インテークよりも機体前方における前記バンプの最大幅が、前記インテークの最大幅よりも広く、
　前記バンプは、
　機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されており、前記インテークが開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記インテークの側方の位置まで延在していることを特徴とする航空機のインテーク構造。
【請求項４】
　前記バンプは、当該バンプの幅方向に圧力勾配を生じさせ、機体前方からの境界層を前記インテークの側部よりもさらに側方へ排除するように構成されていることを特徴とする請求項１に記載の航空機のインテーク構造。」
　
第４　取消理由通知に記載した取消理由について
１　取消理由の概要  
　訂正前の請求項１〜４に係る特許に対して平成３０年１０月４日付けで特許権者に通知した取消理由（決定の予告）の概要は、次のとおりである。 
［取消理由］
　本件特許の訂正前の請求項１〜４に係る発明は、
（１）甲第１号証に記載された発明に基いて、又は甲第１号証に記載された発明及び甲第２号証に記載された発明に基いて、当業者が容易に発明をすることができたものであり（以下「取消理由１」という。）
（２）甲第２号証に記載された発明、甲第１号証に記載された発明及び周知の技術的事項（甲第１号証及び甲第４号証）に基いて、当業者が容易に発明をすることができたものであり（以下「取消理由２」という。）
（３）甲第４号証に記載された発明及び甲第１号証に記載された発明又は甲第２号証に記載された発明に基いて、当業者が容易に発明をすることができたものである。 
　したがって、請求項１〜４に係る特許は、特許法第２９条の規定に違反してされたものであり、特許法第１１３条第２号に該当するから、取り消されるべきものである。
　　　　　　　　　　　　　　　
・甲第１号証：米国特許第２９９０１４２号明細書  
・甲第２号証：米国特許第８２９７０５８号明細書  
・甲第３号証：Intake Aerodynamics（英），AIAA，1999，第2版，p338-339 
・甲第４号証：米国特許第５７７９１８９号明細書   
　上記甲第１〜４号証は、申立人が証拠として提出した甲第１〜４号証である。 
  　
２　当審の判断
２−１　各甲号証の記載事項等 
（１）甲第１号証の記載事項等
　甲第１号証には以下の事項が記載されている。 
　なお、翻訳文は、申立人が提出した資料を参考にして当審で作成した。また、下線は当審で付した。以下同様。 
（１ａ）１欄９〜１６行  
 
「
本発明は、
航空機用のスクープ型空気取入口に関する。
（１ｂ）１欄５６〜５８行  
  
 「
本発明の目的は、
スクープ型
空気取入口の
構造を提供する
（１ｃ）３欄６７〜６９行  
  
「図5は、航空機の機体部材34の表面32から横方向に突出する取入口を備えた本発明を実施するスクープ型取入口30を示している。」 
（１ｄ）４欄２〜１２行  
  
「取入口30の詳細は、図6〜10で最も良く分かる。  
　図6〜10を特に参照して、空気取入口30は、航空機の機体部材34から横方向に突出するスクープ構造40によって形成され、それによって、それらの間に前方に向けられた空気取入口通路を形成する。スクープ構造は、空気取入口の外壁を形成する内側圧縮面41を有しており、前記取入口の側壁を形成する一対の後退角付きの側壁42を有している。
取入口の内壁は、
バンプ状の圧縮面44によって形成されている。
（１ｅ）４欄２０〜２３行  
  
「また、取入口10の側壁のように、スクープ側壁42は、それぞれ、取入口スロート部48で実質的に終了する線46に沿って取入口外壁41の前縁から後退角を付けられている。」  
（１ｆ）４欄３２〜４３行  
  
「圧縮面44は、機体部材34の隣接面32から突出するバンプの形態をなしている。例示されるように、
このバンプは、取入口外壁41の前縁の上流の箇所で始まり、
取入口スロート部48の領域における頂部52を形成すべく下流に延びている。
（１ｇ）４欄４４行〜５欄３４行 
 
「図5〜10のバンプ44のような圧縮バンプは、バンプが位置すべき機体部材34と衝撃波が交差すると想定することによって構築できる。そして、バンプの輪郭は、衝撃波と機体部材との交差線62に沿って始まるそれらの流線によって定義される流面によって定まる。機体部材と交差する衝撃波を想定した際に、幾つかの因子の値が実際の考察から選択されなければならない。まず、バンプによって生じる圧縮量と、選択された主流マッハ数でバンプによって生じた初期の衝撃波（想定した衝撃波と一致する）によって生じる部分とを選択しなければならない。主流方向に対する初期衝撃波の（従って想定した衝撃波の）角度は、主流マッハ数および衝撃波による所望の圧力上昇から計算できる。バンプによって生じる流れ場のタイプも、実際の考察から選択される。例えば、軸対称な円錐形状の流れ場を選択することが可能である。さらに、衝撃波の軸と機体部材面の相対位置を選択しなければならない。なぜならば、この寸法Yo（図7, 17, 19および20）がバンプの幅、従って取入口のスピレージおよび抵抗を決めるからである。 
　バンプ44の設計において考慮される別の因子は、取入口外壁41に対するその軸方向位置である。例示されるように、バンプ44の前縁は、取入口外壁41の前縁から上流に離れた箇所に位置し、この距離は、図７においてXoとして示されている。この構造により、特定の比較的低い超音速飛行速度では、バンプ44から逸れた初期の円錐衝撃波は、線51（図7）によって示されるように、取入口外壁41の上流を通過し、外壁と交差しないことがある。この飛行速度では、線54は、取入口に入る空気の外側流線を表わし、それによって、この条件では、A'（図7）は取入口の捕獲面積の尺度とすることが可能であり、それは、取入口に流入する流管の面積である。より速い飛行速度では、線53は、前記初期衝撃波を表わし、例示されるように、それは取入口外壁41の前縁と交差する。線55は、さらに速い飛行速度での前記初期衝撃波を表わし、従って、前記衝撃波は、前記壁の前縁の下流の取入口外壁と交差する。初期衝撃波53を生じさせる飛行速度では、前記衝撃波のエンベロープが取入口の外形と一致した場合、線57は、取入口に入る空気の外側流線を表わし、A（図7）は、取入口の捕獲面積の尺度になる。実際には、図6〜10の取入口構造では、バンプ44から逸れた円錐衝撃波は、スクープ外壁の外形と一致せず、その結果、その衝撃波53の条件では、ある程度の空気が取入口の側面を越えて溢れる。しかしながら、図7から、例えば衝撃波51を生じさせる条件から、飛行速度を増加させると、取入口の捕獲面積が増大することは明らかである。また、図7から、任意の特定の飛行速度での取入口の実際の捕獲面積がバンプの位置（つまり距離Xo）に依存することは明らかである。エンジンの必要空気質量流量もまた、飛行マッハ数の増加と共に増大する。距離Xoは、マッハ数による取入口の捕獲面積の変化が、取入口に入る空気質量流量のマッハ数による変化がエンジンの必要空気流量のマッハ数による変化に少なくとも近くなるように、選択される。」 
（１ｈ）８欄７０行〜第９欄１２行  
「超音速のスクープ型の取入口において44または44aのような三次元の圧縮バンプを組み込む利点は、そのような三次元のバンプが、機体部材34または34a上、およびそのバンプ自体上の取入口の上流に形成された空気の境界層を効率的に除去することである。直円錐（円錐60のような）は、バンプ中心線（例えば図18における線1-7）から遠ざかり流れと直交する向きに一定の圧力勾配を有した流れ場を理論上生じさせる。従って、記述したような三次元の圧縮バンプを組み込んだスクープ型の取入口が、二次元のランプ型のバンプを有したスクープ型の取入口よりも、また、明らかに、バンプを有していない従来のスクープ型の取入口よりも、三次元の
バンプが、横方向に両側の方向に機体部材およびバンプに沿って流れる境界層を排除する圧力勾配を生成する
（１ｉ）９欄２２〜３１行  
 
「それゆえに、図18において下流方向に見てバンプの左側部分（つまり流線1-1の左側）を流れる空気は、バンプの左側に向かって外方に方向変化し、また、同様に、バンプの右側部分を流れる空気は、広がる流線がそのように示すように、バンプの右側に向かって外方に方向変化する。結果としての効果は、境界層を両側に排除し、取入口本体に入らせないことである。」  
（１ｊ）図面には以下の図５〜１０、１７、１８、１９が図示されている。
（１ｋ）図６〜１０から、バンプ（圧縮面44）は、取入口外壁41の前縁の上流側の箇所から、取入口スロート部48の領域における頂部52にかけて滑らかに隆起し、頂部52から下流側に滑らかに沈下することが看取できる。
（１ｌ）図６、１８、１９から、バンプ（圧縮面44）は、取入口外壁41の前縁の上流側の箇所から取入口30に向かって滑らかに幅が広がるように形成されていることが看取できる。  
（１ｍ）図６、９、１０から、バンプ（圧縮面44）は、バンプの幅方向において、取入口30の側壁42の外側まで延在する部分を備えていることが看取できる。  
　
　以上によれば、甲第１号証には以下の発明（以下「甲１発明」という。）が記載されていると認められる。  
 ＜甲１発明＞  
「航空機用のスクープ型空気取入口の構造であって、  
　取入口30の内壁は、バンプ状の圧縮面44によって形成され、このバンプは、取入口外壁41の前縁の上流の箇所で始まり、取入口スロート部48の領域における頂部52を形成すべく下流に延びていて、  
　取入口外壁41の前縁の上流側の箇所から、取入口スロート部48の領域における頂部52にかけて滑らかに隆起し、頂部52から下流側に滑らかに沈下していて、  
　バンプは、バンプの幅方向において、取入口30の側壁42の外側まで延在する部分を備え、  
　バンプは、取入口外壁41の前縁の上流側の箇所から取入口30に向かって滑らかに幅が広がるように形成され、  
　バンプが、横方向に両側の方向に機体部材およびバンプに沿って流れる境界層を排除する圧力勾配を生成する  
　航空機用のスクープ型空気取入口の構造」 
　
（２）甲第２号証の記載事項等
　甲第２号証には以下の事項が記載されている。 
（２ａ）６欄１〜１９行  
「8. A system for processing hypersonic airflow on a vehicle having an airbreathing propulsion system, comprising:  
a forebody having a longitudinal axis extending along a length of the vehicle and a first surface extending the length of the forebody and comprising a plurality of longitudinal ramp segments, wherein the longitudinal ramp segments
are blended to form a generally smooth surface,
are formed at angles with respect to the vehicle longitudinal axis to form a series of angles that sequentially increase in a downstream direction toward the cowl, extend to cover the entire first surface of the forebody,
are contoured in the spanwise direction to divert boundary layer flow overboard, wherein the spanwise contours are super elliptical as defined by the equation:
 (x/a)n+(y/b)n=1  
where n2 and a and b are radii, and the cowl captures an amount of uniform airflow sufficient to operate the airbreathing propulsion system. 」
「8.　空気吸入推進システムを有した機体上の極超音速気流を処理するシステムであって、  
　
機体の長さに沿って延びた長手方向軸と、前部機体の長さ方向に延び、複数の長手方向傾斜区画を具備した第１表面とを有する前部機体を備え、
　
前記長手方向傾斜区画は、概して滑らかな面を形成するように混合され、カウルに向かって下流方向に連続して増加する一連の角度を形成するように前記機体長手方向軸に対する角度で形成され、前記前部機体の前記第１表面全体を覆うように延び、スパン方向に輪郭取りされ、それによって、境界層流れを機外に分離し、前記スパン方向の輪郭は、次の数式によって定義されるような超楕円であり： 
 (x/a)
n
+(y/b)
n
=1 
　
ここで、n2であり、aおよびbは半径であり、
　
前記カウルは、前記空気吸入推進システムを動作させるのに十分な均一の気流の量を捕獲するシステム。
（２ｂ）１欄１５〜１８行  
「The present invention relates in general to air craft engines and, in particular, to an improved system, method, and apparatus for a diverterless hypersonic inlet for integrated turbojet and ram-scramjet aircraft jet engine applications. 」 
「本発明は、概して航空機エンジンに関し、特に、ターボジェットおよびラムスクラムジェット統合型航空機ジェットエンジン用途のための
ダイバータレス極超音速空気取入口用の改良されたシステム
 （２ｃ）３欄６６行〜４欄１１行 
「The DHI 23 also comprises spanwise contours 47 that are formed on the forebody adjacent each lateral side of the cowl27. The spanwise contours 47 extend along both the longitudinal and lateral axes 31, 33. As best shown in FIG. 6, the spanwise contours 47 are designed to effectively divert and thin the boundary layer airflow for turbojet, ramjet, and scramjet engine applications. In contrast, an aircraft 51 with a conventional inlet 53 (top of FIG. 4 ) develops excessive boundary layer conditions 55 that degrade the performance 13 (see FIG. 1) of high speed aircraft engines. In one embodiment, the spanwise contours 47 are super elliptical as defined by the equation: (x/a)n+(y/b)n=1, wheren2 and a and b are the ellipse radii. 」
「DHI 23 は、カウル27の側面にそれぞれ隣接する前部機体上に形成されたスパン方向の輪郭47も備えている。スパン方向の輪郭47は、長手方向軸31および横方向軸33に沿って延びている。図6において最も良く示されるように、スパン方向の輪郭47は、ターボジェット、ラムジェット、およびスクラムジェットのエンジン用途のために、境界層を有効に分離し薄くするように設計されている。これに対して、従来の空気取入口53 （図4の上段）を持つ航空機51は、高速航空機エンジンの性能13（図1を参照）を低下させる過度の境界層状態55を発達させる。一実施形態では、スパン方向の輪郭47は、次の方程式によって定義されるように超楕円である: (x/a)n+(y/b)n=1、ここで、n2であり、aおよびbは楕円半径である。」 
（２ｄ）４欄１７〜５３行  
「Referring now to FIG. 8 , the present invention also comprises a method of designing a hypersonic inlet for an aircraft. In one embodiment, the method begins as indicated at step 81 , and comprises establishing a centerline geometry for a flowfield generator (FFG)(step 83); optimizing the FFG and a shock system 121(FIG. 5) configuration to fit aircraft geometrical constraints and engine airflow requirements (step 85); establishing spanwise contours for the FFG (step 87); gridding and running computation fluid dynamics (CFD) for the FFG (step 89); and iterating steps (a) through (d) until the desired cowl plane Mach number, flowfield uniformity, and geometrical constraints are achieved (step 91).  
　In one embodiment, the method further comprises streamline tracing 123(FIG. 7) a diverterless hypersonic inlet (DHI) forebody within a three-dimensional, FFG CFD solution and transferring the streamlines into a computer aided design (CAD) environment (step 93); surfacing streamlines of the DHI forebody in the CAD environment and consolidating them with a cowl assembly (step 95); gridding DHI geometry and running viscous CFD analysis (step 97); modifying the DHI geometry and confirming with follow-on viscous CFD runs (step 99); and then integrating the DHI geometry with geometry of the aircraft for aerodynamic analysis (step 101), before ending as indicated at step 103.  
 ・・・  
　In step 87 , the method may comprise contouring each spanwise contour individually, wherein each spanwise contour affects a spanwise shape of generated shocks, lateral boundary layer migration, and capture area of the cowl. 」
「さて図8を参照して、本発明は、航空機用の極超音速空気取入口を設計する方法も含んでいる。一実施形態では、本方法は、ステップ81で示されるように開始し、流れ場生成器（FFG）用の中心線寸法を確立すること（ステップ83）、航空機の幾何学的な制約およびエンジン気流要件に適合させるべく、FFGおよび衝撃波系121（図5）の構成を最適化すること（ステップ85）、FFG用のスパン方向の輪郭を確立すること（ステップ87）、FFG用の数値流体力学（CFD）の計算格子生成および計算を実行すること（ステップ89）、ならびに、所望のカウル面のマッハ数、流れ場均一性、および幾何学的な制約が達成されるまでステップ（a）〜（d）を繰り返すこと（ステップ91）を含んでいる。  
　一実施形態では、本方法は、さらに、三次元FFG CFD解析結果よりダイバータレス極超音速空気取入口（DHI）の前部機体の流線をトレース123（図7）し、流線をコンピュータ支援設計（CAD）環境に転送すること（ステップ93）、CAD環境においてDHI前部機体の流線より曲面を生成し、それらをカウルアセンブリに統合すること（ステップ95）、DHIの形状について計算格子を生成し、粘性CFD解析を実行すること（ステップ97）、DHIの形状を修正し、続いて粘性CFD解析により確認すること（ステップ99）、および、次いで、ステップ103で示されるように終了する前に、空力解析用の航空機の形状にDHI形状を統合すること（ステップ101)を含んでいる。  
 ・・・  
　ステップ87では、本方法は、スパン方向の輪郭をそれぞれ個々に形成することを含むことが可能であり、ここでは、スパン方向の輪郭は、それぞれ、生じる衝撃波のスパン方向の形状、横方向の境界層の移動、およびカウルの捕獲面積に影響する。」  
 （２ｅ）図面には以下の図２、３、５及び６が図示されている。  
 
（２ｆ）図３から、前部機体は、カウル27よりも機体前方の位置において、そのスパン方向でみて、カウル27の外側まで延在する部分を備えていることが看取できる。  
（２ｇ）図３、６から、前部機体は、機体前方からカウル27に向かって滑らかに幅が広がるように形成されていることが看取できる。  
　
　以上によれば、甲第２号証には以下の発明（以下「甲２発明」という。）が記載されていると認められる。  
 ＜甲２発明＞  
「ダイバータレス極超音速空気取入口用の改良されたシステムであって、  
　機体の長さに沿って延びた長手方向軸と、前部機体の長さ方向に延び、複数の長手方向傾斜区画を具備した第１表面とを有する前部機体を備え、  
　前記長手方向傾斜区画は、概して滑らかな面を形成するように混合され、カウル27に向かって下流方向に連続して増加する一連の角度を形成するように前記機体長手方向軸に対する角度で形成され、前記前部機体の前記第１表面全体を覆うように延び、スパン方向に輪郭取りされ、それによって、境界層流れを機外に分離し、前記スパン方向の輪郭は、次の数式によって定義されるような超楕円であり：  
 (x/a)n+(y/b)n=1  
　ここで、n2であり、aおよびbは半径であり、  
　前部機体は、カウル27よりも機体前方の位置において、そのスパン方向でみて、カウル27の外側まで延在する部分を備えていて、  
　前部機体は、機体前方からカウル27に向かって滑らかに幅が広がるように形成されていて、  
　前記カウル27は、前記空気吸入推進システムを動作させるのに十分な均一の気流の量を捕獲するシステム。」  
　　
（３）甲第３号証の記載事項等
　甲第３号証には以下の事項が記載されている。
（３ａ）９枚目４〜１２行
「１４．２．２　バンプインテーク
　‘バンプ’圧縮面を定義するのに、軸から外れた平面によって遮られた円錐まわりの流れ場における流線を利用する方法はferri氏によって示唆され、グラマン社の戦闘機：スーパータイガーに採用された。その目的は、従来の半円形インテークよりも広く平坦であるが、既知の衝撃波形状および流れ場を依然として使用するインテークを提供することである。円錐流れが衝撃波の背後に等エントロピー圧縮を生じさせるので（第５章）、定義された面は、インテーク入口から離れるように境界層を分離するのを助けるスパン方向の圧力勾配を有している。」
　  　
（４）甲第４号証の記載事項等
　甲第４号証には以下の事項が記載されている。
（４ａ）１１欄２７〜４５行  
「1. A system for diverting boundary layer air from an inlet for an aircraft engine comprising:  
a bump having a surface raised outwardly from the body of the aircraft to begin diverting the boundary layer air from the inlet prior to the boundary layer air entering the inlet, the bump beginning prior to an opening of the inlet and extending toward the rear of the inlet to form at least a portion of an inner surface of the inlet; and  
a cowl coupled to the body of the aircraft to define the opening of the inlet comprising;  
an aft-closing portion closed against the body of the aircraft at the aft-most points of the opening of the inlet; and  
a forward-swept portion, coupled to the aft-closing portion, that extends toward the front of the aircraft;  
the cowl working in conjunction with the bump to further divert the boundary layer air and prevent substantially all of the boundary layer air from entering said inlet during operation. 」
「１．
境界層の空気を航空機エンジンの吸気口からそらすシステムであって、
　
前記航空機の本体から隆起した表面を有しており、前記境界層の空気が前記吸気口に入る前に前記境界層の空気を前記吸気口からそらし始めるバンプであって、前記吸気口の開口部の前方から始まり前記吸気口の後方に向かって延びて、前記吸気口の内面の少なくとも一部を形成する、バンプと、
　
前記航空機の本体に結合されており、前記吸気口の開口部を画定するカウルであって、前記吸気口の前記開口部の前記最尾部の点で前記航空機の本体に対して閉鎖されている後方閉鎖部分と、前記後方閉鎖部分に結合されており、前記航空機の前方に向かって延びる前方掃引部分とを備える、カウルと、を備え、
　
前記カウルは前記バンプと連携して動作し、前記境界層の空気をさらにそらして、動作中に前記境界層の空気の実質的に全てが前記吸気口に入ることを防止する、
　ことを特徴とする
システム。
（４ｂ）３欄下から１６〜９行  
「The compression surface portion of the bump, can be designed to produce a conical flow field that can be equivalent to that of an axisymmetric body with a 12°semivertex angle isentropically blended to a 21°final turning angle. The span-wise static pressure on the surface can begin to divert boundary layer air outboard. The pressure differential between the inlet and the area surrounding the inlet further diverts the boundary layer air outboard. 」
「バンプの圧縮表面部分は、錐状流れ場であって、12度の半頂角と21度の最終転向角とが等エントロピー的に一体化している軸対称体の錐状流れ場と同等であるものを生成するように設計することができる。表面におけるスパン方向の静圧は、境界層の空気を外側にそらすことができる。
吸気口と、吸気口を取り囲む領域との圧力差により、さらに境界層の空気を外側にそらすことができる。
（４ｃ）４欄１〜２２行 
「FIG. 1A illustrates a side-mounted embodiment of the inlet 10 mounted to the body of an aircraft 90 with an opening 11 for receiving air into the inlet 10. The inlet 10 includes a bump 20 and a forward-swept, aft-closing cowl 30. The bump 20 is a raised surface formed outwardly from the aircraft towards the interior of the inlet 10. The bump 20 forms part of the inner surface of the inlet 10. The surface comprising the bump 20 begins to raise outwardly away from the body of the aircraft prior to the opening 11, so that boundary layer air will contact the bump 20 prior to arriving at the opening 11. The shape of the bump 20 can be varied depending on design parameters discussed more fully below. 
　As shown in FIG. 1B, this side-mounted embodiment of the bump 20 extends outwardly from the body of the aircraft 90 with highest point of the bump 20 approximately at the center of the inlet and the bump gradually lessens in height as it approaches the cowl 30. FIG. 1C shows a side-mounted embodiment of the surface forming the bump 20 that gradually increase in height away from the body of the aircraft 90 near the opening 11, reaches a peak at a point inside the inlet 10, then gradually decreases in height near the rear of the inlet 10. 」
「図1Aは、空気を吸気口10に受け入れる開口部11を有する航空機90の本体に取り付けられた、吸気口10の側面取り付けの一実施形態を示す。吸気口10は、バンプ20と、前方に掃引されて後方が閉鎖されたカウル30とを有している。バンプ20は、航空機から吸気ロ10の内部に向かって形成された隆起面である。バンプ20は、吸気ロ10の内面の一部を形成する。バンプ20を含む表面は、開口部11に達する前に境界層の空気がバンプ20に接触するように、開口部11の前に航空機の本体から外向きに隆起し始めている。バンプ20の形状は、下記に詳細に説明する設計パラメータに応じて変化させてもよい。 
　図1Bに示すように、バンプ20のこの側面取り付けの実施形態では、
バンプは航空機90の本体から外側に延びており、吸気口の略中央部でバンプ20の高さが最も高くなり、バンプはカウル30に近づくにつれて徐々に高さが低くなる。
　図1Cに示す面の側部取り付けの一実施形態では、開口部11の近傍にある航空機90の本体から離れると高さが徐々に高くなり、吸気ロ10の内側にある一点でピークに達し、その後、吸気口10の後方に近づくと高さが低くなる、バンプ20が形成されている。」 
（４ｄ）６欄１７〜５１行 
「As shown in FIG. 9A, the bump 20 comprises a compression surface 72, a transition shoulder 73, and a diffuser fairing 74. The shape of the compression surface 72 of the bump 20 can be determined by CFD computerized analysis. As illustrated in FIG. 5, in a computerized model, placing a virtual right circular cone 60 with a constant semi-vertex angle in a supersonic CFD derived flow field 61 will create a conical shock 62 field that is axisymmetric around the virtual cone 60 emanating from the apex 65 of the virtual cone 60. A plane of particles 63 is released and sent through the axisymmetric conical shock 62 at a distance above the apex of the cone known as k. The width of the cone formed by the conical shock 62 at the intersections of the conical shock cone with the plane of particles 63 is denoted as w. The ratio of k to w (k/w) is approximately 0.1 for the embodiment shown in FIG. 5. The particles 64 in the plane of particle released 63 propagate into the flow field and will alter course as the particles 64 pass through the conical shock 62. The shape formed above the original plane of release 63 after passing through the conical shock 62 defines the shape of a compression surface 72 that can be applied to the surface of the aircraft. If a compression surface 72 formed from this procedure is placed in the same flow field, the particles will flow as shown in FIG. 5. A computer program could store this compression surface 72 in its memory and apply the necessary contour of the compression surface 72 to the given shape of the aircraft. The computer must contain a definition of the flow field generated by the virtual cone and a definition of the particle release plane 63, then the computer program can generate the compression surface. 
　In an alternative embodiment, a parabolic shape, an elliptical shape, or a wedge could be used, rather than a right circular cone, to produce a flow field that could generate a compression surface 72. 」
「図9Aに示すように、バンプ20は、圧縮表面72と、移行肩部73と、ディフューザフェアリングフ74とを備える。バンプ20の圧縮表面72の形状は、CFDコンピュータ解析によって定めることができる。図５に示すように、コンピュータ化されたモデルにおいて、CFDで導出された超音速の流れ場61に一定の半頂角を有する仮想の直円錐60を配置すると、この仮想円錐60の周りに軸対称であり、頂点65から発する円錐状の衝撃62の場が形成される。粒子の平面63が放出されて、円錐の頂点より上方の距離kにある軸対称の円錐状の衝撃62まで送られる。円錐状の衝撃62によって円錐が形成されるが、粒子の平面63との交差部におけるこの円錐状の衝撃の円錐の幅はＷで示される。図5に示す実施形態では、kとwとの比（k/w）は約0.1である。放出された粒子の平面63における粒子64は流れ場に伝播して、粒子64は円錐形の衝撃62を通過するにつれてその経路が変化する。円錐形の衝撃62を通過した後の、元の放出平面63の上方に形成された形状により、航空機の表面に適用可能な圧縮表面72の形状が画定される。この手順で形成した圧縮表面72を同じ流れ場に置くと、粒子は図5に示すように流れる。コンピュータプログラムは、この圧縮表面72をメモリに格納して、圧縮表面72が必要とする輪郭を航空機の所与の形状に適用してもよい。コンピュータは、仮想円錐が生成する流れ場の画定基準および粒子の放出平面63の画定基準を含まなければならず、これによって、コンピュータプログラムは圧縮表面を生成することができる。 
　代替の実施形態では、直円錐形状の代わりに、放物線形状、楕円形状、またはくさび形状を使用して、圧縮表面72を生成する流動場を生成してもよい。」 
（４ｅ）図面には、以下の図１Ａ、図１Ｃ、図２Ｂ、図３及び図９Ａが図示されている。  
  
（４ｆ）図１Ｃ、図３及び図９Ａから、バンプは、吸気口の開口部の前方から滑らかに隆起し、吸気口の内側にある１点でピークに達し、その後、滑らかに沈下するものであることが看取できる。  
（４ｇ）図３から、バンプは、吸気口の開口部の前方から後方に向かって滑らかに幅が広がるように形成されていることが看取できる。  
  
　以上によれば、甲第４号証には以下の発明（以下「甲４発明」という。）が記載されていると認められる。  
 ＜甲４発明＞  
「境界層の空気を航空機エンジンの吸気口からそらすシステムであって、  
　前記航空機の本体から隆起した表面を有しており、前記境界層の空気が前記吸気口に入る前に前記境界層の空気を前記吸気口からそらし始めるバンプであって、前記吸気口の開口部の前方から始まり前記吸気口の後方に向かって延びて、前記吸気口の内面の少なくとも一部を形成する、バンプと、  
　前記バンプは、吸気口の開口部の前方から滑らかに隆起し、吸気口の内側にある１点でピークに達し、その後、滑らかに沈下するものであり、  
　前記バンプは、吸気口の開口部の前方から後方に向かって滑らかに幅が広がるように形成され、  
　前記航空機の本体に結合されており、前記吸気口の開口部を画定するカウルであって、前記吸気口の前記開口部の前記最尾部の点で前記航空機の本体に対して閉鎖されている後方閉鎖部分と、前記後方閉鎖部分に結合されており、前記航空機の前方に向かって延びる前方掃引部分とを備える、カウルと、を備え、  
　前記カウルは前記バンプと連携して動作し、前記吸気口と、前記吸気口を取り囲む領域との圧力差により、前記境界層の空気を外側にさらにそらして、動作中に前記境界層の空気の実質的に全てが前記吸気口に入ることを防止する、  
 システム」 
　　
２−２　対比・判断  
２−２−１　取消理由１（甲第１号証を主引例とするもの）について
（１）本件発明１について  
 ア　対比
　本件発明１と甲１発明とを対比する。  
（ア）甲１発明の「航空機用のスクープ型空気取入口の構造」及び「取入口30」は、その機能、構造からみて、それぞれ本件発明１の「機体前方からの空気を取り込む航空機のインテーク構造」及び「インテーク」に相当するといえる。 
（イ）甲１発明の「取入口30の内壁」に「形成され」る「バンプ状の圧縮面44」及び「バンプ」は、「取入口外壁41の前縁の上流の箇所で始まり、取入口スロート部48の領域における頂部52を形成すべく下流に延びてい」るから、航空機の機体表面のうち、取入口30の直前に位置する部分に形成されていることは明らかである。また、「取入口外壁41の前縁の上流の箇所」は、機体前方の場所であることは明らかであるから、「バンプ状の圧縮面44」及び「バンプ」は、機体前方から滑らかに隆起しているものであることは明らかである。さらに、「バンプ」は、「頂部52から下流側に滑らかに沈下して」おり、かかる「沈下」は、図６、７（摘示（１ｊ））等を参照するに、取入口30より下流側（内側）の領域、すなわち、取入口30内で生じていることが明らかである。 
　そうすると、甲１発明の「バンプ状の圧縮面44」及び「バンプ」は、本件発明１の「バンプ」に相当し、上記（ア）をも踏まえると、甲１発明の「取入口30の内壁は、バンプ状の圧縮面44によって形成され、このバンプは、取入口外壁41の前縁の上流の箇所で始まり、取入口スロート部48の領域における頂部52を形成すべく下流に延びていて、取入口外壁41の前縁の上流側の箇所から、取入口スロート部48の領域における頂部52にかけて滑らかに隆起し、頂部52から下流側に滑らかに沈下していて」という構成は、本件発明１の「前記航空機の機体表面のうち、前記インテークの直前に位置する部分には、機体前方から滑らかに隆起し、前記インテーク内で機体後方へ滑らかに沈下するバンプが設けられており」という構成に相当するといえる。  
（ウ）甲１発明の「バンプ」は、「バンプの幅方向において、取入口30の側壁42の外側まで延在する部分を備え」るものであるから、取入口30の周辺の平面視において、バンプの最大幅は取入口30の最大幅よりも広いことが明らかである。 
　したがって、上記（ア）（イ）をも踏まえると、甲１発明の「バンプは、バンプの幅方向において、取入口30の側壁42の外側まで延在する部分を備え」るという構成と、本件発明１の「前記インテークの周辺の平面視において、前記インテークよりも機体前方における前記バンプの最大幅が、前記インテークの最大幅よりも広く」という構成とは、「前記インテークの周辺の平面視において、前記バンプの最大幅が、前記インテークの最大幅よりも広く」という構成の限度で共通するといえる。  
　さらに、甲１発明の「バンプは、取入口外壁41の前縁の上流側の箇所から取入口30に向かって滑らかに幅が広がるように形成され」という構成と、本件発明１の「前記バンプは、機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されており、前記インテークが開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記インテークの側方の位置まで延在している」という構成とは、「前記バンプは、機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されている」という構成の限度で共通するといえる。  
　
　以上によれば、本件発明１と甲１発明との一致点及び相違点は以下のとおりである。 
 ＜一致点１＞ 
「機体前方からの空気を取り込む航空機のインテーク構造であって、
　前記航空機の機体表面のうち、前記インテークの直前に位置する部分には、機体前方から滑らかに隆起し、前記インテーク内で機体後方へ滑らかに沈下するバンプが設けられており、
　前記インテークの周辺の平面視において、前記バンプの最大幅が、前記インテークの最大幅よりも広く、
　前記バンプは、
　機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されている、航空機のインテーク構造。」 
 ＜相違点１＞ 
「バンプ」について、本件発明１では、バンプの最大幅の位置が「前記インテークよりも機体前方における」位置であって、バンプは「前記インテークが開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記インテークの側方の位置まで延在している」のに対して、甲１発明では、そのように特定されていない点。 
　
イ　判断
　相違点１について検討する。  
（ア）本件発明１において、バンプの最大幅の位置が「前記インテークよりも機体前方における」位置であって、バンプは「前記インテークが開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記インテークの側方の位置まで延在している」ことの技術的意義について 
　本件明細書には以下の記載がある。 
「【０００６】
　しかしながら、現在実用化されているダイバータレス・インテークでは、
バンプの幅がインテークの幅よりも狭いものとなっている。そのため、インテークの側部近傍に気流の集中を生じさせ、空気抵抗の増加などの空力特性の悪化を招来してしまうおそれがある。
【０００７】
　本発明は、上記課題を鑑みてなされたもので、
インテーク側部での気流の集中を抑制しつつインテークへの境界層の流入を抑制することを目的とする。
・・・
【００１０】
　本発明によれば、
航空機の機体表面のうちインテークの直前に位置する部分に、
インテーク周辺の平面視において、このバンプの最大幅がインテークの最大幅よりも広く形成されている。
　これにより、
機体前方からインテークに向かう境界層が、バンプ上に生じる圧力勾配によってインテーク側部よりもさらに側方へ確実に排除される。
　したがって、
インテーク側部での気流の集中を抑制しつつ、インテークへの境界層の流入を抑制することができる。
　かかる記載によれば、本件発明１において、バンプの最大幅の位置が「前記インテークよりも機体前方における」位置であって、バンプは「前記インテークが開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記インテークの側方の位置まで延在している」こと（以下「事項Ａ」ということもある。）の技術的意義は、境界層をインテーク側部よりもさらに側方に排除すること（以下「技術的意義I」ということもある。）、及び「インテーク側部での気流の集中を抑制」すること（以下「技術的意義II」ということもある。）にあるということができる。 
（イ）甲１発明の「バンプの幅方向において、取入口30の側壁42の外側まで延在する部分を備える」ことの技術的意義について 
　甲第１号証には以下の記載がある。 
「取入口30の詳細は、図6〜10で最も良く分かる。  
　図6〜10を特に参照して、空気取入口30は、航空機の機体部材34から横方向に突出するスクープ構造40によって形成され、それによって、それらの間に前方に向けられた空気取入口通路を形成する。スクープ構造は、空気取入口の外壁を形成する内側圧縮面41を有しており、前記取入口の側壁を形成する一対の後退角付きの側壁42を有している。取入口の内壁は、前記取入口外壁41に対向する機体部材上のバンプ状の圧縮面44によって形成されている。」（摘示（１ｄ）） 
　かかる記載と図５〜１０（摘示（１ｊ））の図示内容を参照すると、甲１発明の「取入口30」（インテーク）は、スクープ構造40における「取入口外壁41」（本件発明１の実施例のダクト壁11に対応）の先端位置（図６の符合１０の位置）からスクープ構造40における「側壁42」と機体部材34との接続位置付近（同符号９の位置）にかけて形成されているといえる（図５に示されるように後方に傾斜している。）。そして、前記先端位置から前記接続位置付近にかけての領域（以下「領域Ａ」という。）で、「バンプ」は、取入口30の側壁42よりも幅方向にみて外側に延在する部分を備えていることがわかる。 
　ここで、「バンプ」を設けることの技術的意義は、機体前方から滑らかに隆起する圧縮面44等の作用により幅方向に圧力勾配を生じさせ、機体前方から取入口に向かう空気の境界層を横方向に流し排除するものであるといえるところ（摘示（１ｈ）等参照。なお、これは技術常識でもある。）、甲１発明における上記領域Ａに形成されるバンプの上記「延在する部分」もバンプの一部である以上、圧縮面44等の作用によって幅方向に圧力勾配が生じているといえること、また、上記領域Ａは、スクープ構造40における「取入口外壁41」や「側壁42」により完全に囲まれているわけではないことから、上記領域Ａにおいても当然に、機体前方から取入口に向かう空気の境界層は横方向に流され排除されるといえ、上記「延在する部分」の作用により、境界層は、取入口30の側壁42よりもさらに側方へ流され排除されると理解できる。
　そうすると、甲１発明において、上記「バンプの幅方向において、取入口30の側壁42の外側まで延在する部分」を備えることの技術的意義は、境界層を取入口30の側壁42よりもさらに側方へ排除することにあるということができる。 
（ウ）甲１発明の「側壁42」の最大幅は、本件発明１の「インテークの最大幅」に対応するといえ、甲１発明の「延在する部分」の最大幅は、本件発明１の「バンプの最大幅」に対応するといえるから、本件発明１の「バンプの最大幅」を「インテークの最大幅よりも広く」形成することの技術的意義と、甲１発明の「バンプの幅方向において、取入口30の側壁42の外側まで延在する部分を備え」ることの技術的意義とは、上記技術的意義Iの点で一応共通するということができる。
　しかし、甲１発明は、バンプの最大幅の位置が「前記インテークよりも機体前方における」位置であって、バンプは「前記インテークが開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記インテークの側方の位置まで延在している」ものとして特定されるものではないから、上記技術的意義IIの「インテーク側部での気流の集中を抑制」することができるものとまでいうことはできない。
　また、甲第１号証には、概略、バンプは、インテーク周辺の流体の流れ（衝撃波の発生状況）等を考慮してその形状や位置等の設計を行う旨が示されているが（摘示（１ｇ）等参照）、その具体的な構造を、上記技術的事項IIをも企図して、上記事項Ａのように構成することは記載も示唆もなされていない。
　ここで、甲第２号証には、ターボジェットおよびラムスクラムジェット統合型航空機ジェットエンジン用途のためのダイバータレス極超音速空気取入口用の改良されたシステムに関する技術について記載されており（摘示（２ａ）（２ｂ））、図３（摘示（２ｅ））より、前部機体は、カウル27よりも機体前方の位置において、そのスパン方向でみて、カウル27の外側まで延在する部分を備えていることを看取することができるが、かかる部分は、あくまでも機体前方の形状・構造であって、バンプの形状・構造ということはできない。したがって、甲１発明に甲第２号証に記載された技術的事項を適用する動機付けが存在するということはできないし、仮に甲第２号証に記載された前部機体の構造を適用しても、甲第２号証に記載された前部機体は「バンプ」として構成されたものではないから、上記技術的事項IIをも企図した上記事項Ａの構成を具備するバンプを設けることには至らない。
　そして、本件発明１は、上記相違点１に係る本件発明１の構成により、「機体前方からインテークに向かう境界層が、バンプ上に生じる圧力勾配によってインテーク側部よりもさらに側方へ確実に排除される。」及び「インテーク側部での気流の集中を抑制しつつ、インテークへの境界層の流入を抑制することができる。」（段落【００１０】）という格別の効果を奏するものである。
　したがって、上記相違点１に係る本件発明１の構成は容易想到とはいえないものであるから、本件発明１は、甲１発明に基いて、又は甲１発明及び甲２発明に基いて、当業者が容易に発明をすることができたものということはできない。  
　
（２）本件発明４について
　本件発明４は、本件発明１の発明特定事項を全て含み、さらに限定して発明を特定したものであるから、本件発明１と同様に、甲１発明に基いて、又は甲１発明及び甲２発明に基いて、当業者が容易に発明をすることができたものということはできない。  　
  　
２−２−２　取消理由２（甲第２号証を主引例とするもの）について
（１）本件発明１について  
 ア　対比
　本件発明１と甲２発明とを対比する。  
（ア）甲２発明の「ダイバータレス極超音速空気取入口用の改良されたシステム」は、その機能、構造からみて、本件発明１の「機体前方からの空気を取り込む航空機のインテーク構造」及び「航空機のインテーク構造」に相当するといえる。  
（イ）甲２発明の「前部機体」は、「複数の長手方向傾斜区画を具備した第１表面とを有する」ものであって、かかる「長手方向傾斜区画は、概して滑らかな面を形成するように混合され、カウル27に向かって下流方向に連続して増加する一連の角度を形成するように」、「機体の長さに沿って延びた長手方向軸」「に対する角度で形成され」るとともに、「前記第１表面全体を覆うように延び、スパン方向に輪郭取りされ」るものであり、図３及び５（摘示（２ｅ））の図示内容をも併せみると、「カウル27」の開口部の上流側、すなわち空気取入口の前方から機体の表面に対して滑らかに隆起した形状を有し、空気取入口の直前にも形成されていることが明らかである。  
　そうすると、甲２発明の「機体の長さに沿って延びた長手方向軸と、前部機体の長さ方向に延び、複数の長手方向傾斜区画を具備した第１表面とを有する前部機体を備え、前記長手方向傾斜区画は、概して滑らかな面を形成するように混合され、カウル27に向かって下流方向に連続して増加する一連の角度を形成するように前記機体長手方向軸に対する角度で形成され、前記前部機体の前記第１表面全体を覆うように延び、スパン方向に輪郭取りされ」るという構成と、本件発明１の「前記航空機の機体表面のうち、前記インテークの直前に位置する部分には、機体前方から滑らかに隆起し、前記インテーク内で機体後方へ滑らかに沈下するバンプが設けられており」という構成とは、「前記航空機の機体表面のうち、前記インテークの直前に位置する部分には、機体前方から滑らかに隆起する部分が設けられており」という構成の限度で共通するものといえる。
（ウ）甲２発明の「前部機体」は、「カウル27よりも機体前方の位置において、そのスパン方向でみて、カウル27の外側まで延在する部分を備えて」おり、図３（摘示（２ｅ））の図示内容をも併せみると、「カウル27」の開口部の周辺の平面視において、「カウル27」より機体前方の位置における前部機体の最大幅は、「カウル27」の開口部を含む「カウル27」の最大幅よりも広いことが明らかである。  
　そして、「カウル27」の開口部は空気取入口、すなわち、インテークということができ、「スパン方向」は「カウル27」の幅方向ということができるから、甲２発明の「前部機体は、カウル27よりも機体前方の位置において、そのスパン方向でみて、カウル27の外側まで延在する部分を備えて」いるという構成と、本件発明１の「前記インテークの周辺の平面視において、前記インテークよりも機体前方における前記バンプの最大幅が、前記インテークの最大幅よりも広く」という構成とは、上記（ア）（イ）をも踏まえると、「前記インテークの周辺の平面視において、前記インテークよりも機体前方における前記部分の最大幅が、前記インテークの最大幅よりも広く」という構成の限度で共通するものといえる。
　また、甲２発明の「前部機体」は、「機体前方からカウル27に向かって滑らかに幅が広がるように形成されて」いることから、かかる「前部機体」の構成と、本件発明１の「前記バンプは、機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されており、前記インテークが開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記インテークの側方の位置まで延在している」という構成とは、上記（ア）（イ）をも踏まえると、「前記部分は、機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されている」という構成の限度で共通するものといえる。
  　
　以上によれば、本件発明１と甲２発明との一致点及び相違点は以下のとおりである。 
 ＜一致点２＞ 
「機体前方からの空気を取り込む航空機のインテーク構造であって、
前記航空機の機体表面のうち、前記インテークの直前に位置する部分には、機体前方から滑らかに隆起する部分が設けられており、
　前記インテークの周辺の平面視において、前記インテークよりも機体前方における前記部分の最大幅が、前記インテークの最大幅よりも広く、
　前記部分は、
　機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されている航空機のインテーク構造。」 
 ＜相違点２＞ 
　機体前方から滑らかに隆起する「部分」について、本件発明１では、「バンプ」であって、「前記インテーク内で機体後方へ滑らかに沈下する」ものであり、さらに、「前記インテークが開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記インテークの側方の位置まで延在している」ものであるに対し、甲２発明では、「機体前部」であって、「バンプ」として特定されるものではなく、「前部機体」のカウル27内の構成は不明である点。 
  
 イ　判断
　上記相違点２について検討する。 　
　甲２発明の「前部機体」は、「複数の長手方向傾斜区画を具備した第１表面」を具備し、「前記長手方向傾斜区画は、概して滑らかな面を形成するように混合され、カウル27に向かって下流方向に連続して増加する一連の角度を形成するように前記機体長手方向軸に対する角度で形成され、前記前部機体の前記第１表面全体を覆うように延び、スパン方向に輪郭取りされ、それによって、境界層流れを機外に分離」するものであるから、甲２発明の「前部機体」と本件発明１の「バンプ」とは、それら構成が有する機能に照らして上記技術的意義Iの点で一応共通するものといえる。
　しかし、甲２発明の「前部機体」は、あくまでも、カウル27よりも機体前方の形状・構造を特定することにとどまるものであって、本件発明１の「バンプ」に相当する構成として位置付けられ得るものではない（甲第２号証には、カウル27内の構成については記載も示唆もない。）。また、甲第２号証の図３（摘示（２ｅ））に示される「前部機体」と「カウル27」の配設構造に照らせば、前部機体は、カウル27を支持する機体の構造部というべきであるから、そのような機体の構造部を、カウル27の支持には関与しないバンプとして構成すべき合理性もない。要するに、「前部機体」はあくまでも「機体」の構造であって「バンプ」の構造として位置付けられ得るものではない。
　そうすると、甲第１号証（摘示（１ｆ）（１ｊ））や甲第４号証（摘示（４ｃ）（４ｅ））に、機体前方から滑らかに隆起し、インテーク内で機体後方へ滑らかに沈下するバンプが記載され、それが周知の技術的事項ということができたとしても、甲２発明の「前部機体」と甲第１号証や甲第４号証に記載された「バンプ」とが、同一の機能を有する構造物ということはできないことから、甲２発明の「前部機体」の構成として、上記甲第１号証や甲第４号証に記載された「バンプ」の構成を適用する動機付けが存在するということはできない。むしろ、甲２発明の「前部機体」が、カウル27を支持する機体の構造部であるならば、その構造をバンプとして構成することには阻害要因が存在するものということもできる（「前部機体」を、インテーク内で機体後方へ滑らかに沈下するように構成するならば、カウル27を支持する機体としての機能が失われるものとも解される。）。
　したがって、上記相違点２に係る本件発明１の構成は容易想到とはいえないものであるから、本件発明１は、甲２発明及び周知の技術的事項（甲第１号証及び甲第４号証）に基いて、当業者が容易に発明をすることができたものということはできない。  
  　
（２）本件発明４について
　本件発明４は、本件発明１の発明特定事項を全て含み、さらに限定して発明を特定したものであるから、本件発明１と同様に、甲２発明及び周知の技術的事項（甲第１号証及び甲第４号証）に基いて、当業者が容易に発明をすることができたものということはできない。  
 
２−２−３　取消理由３（甲第４号証を主引例とするもの）について
（１）本件発明１について  
 ア　対比
　本件発明１と甲４発明とを対比する。 
（ア）甲４発明の「境界層の空気を航空機エンジンの吸気口からそらすシステム」は、甲４発明において「吸気口」からそらされるのは、境界層の空気であり、そらされない空気を「吸気口」に取り込むことは明らかであるから、本件発明１の「機体前方からの空気を取り込む航空機のインテーク構造」に相当するといえる。  
（イ）甲４発明の「バンプ」は、「航空機エンジン」の「吸気口の開口部の前方から始まり前記吸気口の後方に向かって延びて、前記吸気口の内面の少なくとも一部を形成する」ものであるから、吸気口の開口部の直前に位置する部分に設けられていることが明らかである。また、「バンプ」は、「航空機の本体から隆起した表面を有しており」、かかる「隆起」は、「吸気口の開口部の前方から滑らかに隆起し」たものであるから、航空機の本体前方から滑らかに隆起したものであることが明らかである。さらに、「吸気口の内側にある１点でピークに達し、その後、滑らかに沈下するもの」であるから、吸気口の内側（吸気口内）で機体後方へ滑らかに沈下するものであることも明らかである。 
　ここで、甲４発明の「吸気口」は、本件発明１の「インテーク」に相当し、以下同様に「航空機の本体」は「機体」に、「バンプ」は「バンプ」に相当するといえるから、甲４発明の「前記航空機の本体から隆起した表面を有しており、前記境界層の空気が前記吸気口に入る前に前記境界層の空気を前記吸気口からそらし始めるバンプであって、前記吸気口の開口部の前方から始まり前記吸気口の後方に向かって延びて、前記吸気口の内面の少なくとも一部を形成する、バンプと、前記バンプは、吸気口の開口部の前方から滑らかに隆起し、吸気口の内側にある１点でピークに達し、その後、滑らかに沈下するものであ」るという構成は、本件発明１の「前記航空機の機体表面のうち、前記インテークの直前に位置する部分には、機体前方から滑らかに隆起し、前記インテーク内で機体後方へ滑らかに沈下するバンプが設けられて」いるという構成に相当するといえる。 
　さらに、甲４発明の「前記バンプは、吸気口の開口部の前方から後方に向かって滑らかに幅が広がるように形成され」という構成と、本件発明１の「前記バンプは、機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されており、前記インテークが開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記インテークの側方の位置まで延在している」という構成とは、「前記バンプは、機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されている」という構成の限度で共通するといえる。  
  
　以上によれば、本件発明１と甲４発明との一致点及び相違点は以下のとおりである。 
 ＜一致点３＞  
「機体前方からの空気を取り込む航空機のインテーク構造であって、
前記航空機の機体表面のうち、前記インテークの直前に位置する部分には、機体前方から滑らかに隆起し、前記インテーク内で機体後方へ滑らかに沈下するバンプが設けられており、
前記バンプは、
機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されている、航空機のインテーク構造。」  
 ＜相違点３＞  
　バンプについて、本件発明１では、「前記インテークの周辺の平面視において、前記インテークよりも機体前方における前記バンプの最大幅が、前記インテークの最大幅よりも広く」構成されるとともに、バンプは「前記インテークが開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記インテークの側方の位置まで延在している」のに対して、甲４発明では、そのように特定されていない点。
  
 イ　判断  
　相違点３について検討する。  
　甲４発明の「バンプ」は、「前記吸気口の内面の少なくとも一部を形成する」ものである。すなわち、甲第４号証には「バンプ20は、航空機から吸気口10の内部に向かって形成された隆起面である。」（摘示（４ｃ））と記載されているとおり、吸気口の内部に向かって形成された隆起面であって、その構造は図１Ａ（摘示（４ｅ））にも示されているとおり、吸気口（インテーク）の周辺の平面視において、前記吸気口（インテーク）よりも機体前方におけるバンプの最大幅が、前記吸気口（インテーク）の最大幅よりも「狭く」構成されるものである。要するに、甲４発明の「バンプ」は、あくまでも吸気口（インテーク）の内面に形成されるものとして構成されるものであって、前記吸気口（インテーク）が開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記吸気口（インテーク）の側方の位置まで延在するように構成されるものではない。
　また、甲第４号証の図１Ａ（摘示（４ｅ））に示されるカウル30の配設態様に照らせば、そのカウル30が形成する吸気口（インテーク）の最大幅よりも、バンプの機体前方における最大幅を「広く」構成するとともに、前記吸気口（インテーク）が開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記吸気口（インテーク）の側方の位置まで延在させることには、阻害要因が存在するものということもできる。
　そして、甲第１号証には、上記「２　２−１（１）」で述べたとおりの甲１発明が記載され、また、甲第２号証には、上記「２　２−１（２）」で述べたとおりの甲２発明が記載されているが、それらの発明は、「バンプ」について、「前記インテークの周辺の平面視において、前記インテークよりも機体前方における前記バンプの最大幅が、前記インテークの最大幅よりも広く」構成されるとともに、バンプは「前記インテークが開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記インテークの側方の位置まで延在している」ものではないから、甲４発明に、甲１発明又は甲２発明の「バンプ」の構成を適用しても、上記相違点３に係る本件発明１の構成に至るものではない。
　したがって、上記相違点３に係る本件発明１の構成は容易想到とはいえないものであるから、本件発明１は、甲４発明、甲１発明及び甲２発明に基いて、当業者が容易に発明をすることができたものということはできない。  
  　
（２）本件発明４について
　本件発明４は、本件発明１の発明特定事項を全て含み、さらに限定して発明を特定したものであるから、本件発明１と同様に、甲４発明、甲１発明及び甲２発明に基いて、当業者が容易に発明をすることができたものということはできない。  
　
第５　取消理由通知において採用しなかった特許異議申立理由について
１　取消理由通知において採用しなかった特許異議申立理由について
［申立理由１］
　請求項１〜４に係る発明は、甲第１号証に記載された発明であるから、また、請求項１〜３は、甲第２号証に記載された発明であるから、特許法第２９条第１項第３号に該当し特許を受けることができない。
　したがって、上記請求項１〜４に係る特許は、同法第１１３条第２号の規定により取り消すべきものである。　
［申立理由２］
　請求項２及び４に係る発明は、甲第１号証又は甲第２号証に記載された発明に、甲第３号証に記載された発明を適用することで、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項の規定に違反してされたものであり、特許を受けることができない。
　したがって、上記請求項２に係る特許は、同法第１１３条第２号の規定により取り消すべきものである。　
　
２　検討
２−１　申立理由１について
（１）本件発明１について
　本件発明１と甲１発明とは、上記「第４　２　２−２　２−２−１」で述べたとおり上記相違点１で相違するものであるから、本件発明１は、甲第１号証に記載された発明である、ということはできない。
　また、本件発明１と甲２発明とは、上記「第４　２　２−２　２−２−２」で述べたとおり上記相違点２で相違するものであるから、本件発明１は、甲第２号証に記載された発明である、ということはできない。
　
（２）本件発明４について
　本件発明４は、本件発明１の発明特定事項を全て含み、さらに限定して発明を特定したものであるから、本件発明１と同様に、本件発明４は、甲第１号証に記載された発明であるとも、また、甲第２号証に記載された発明であるともということはできない。
　
２−２　申立理由２について
　上記「２−１（１）」で述べたとおり、本件発明１と甲１発明とは上記相違点１で相違し、本件発明１と甲２発明とは上記相違点２で相違するところ、甲第３号証には、インテーク入口から離れるように境界層を分離するのを助けるスパン方向の圧力勾配を有しているバンプについて記載されているが（摘示（３ａ））、かかるバンプの構造は、上記相違点１や上記相違点２に係る本件発明１の構成ということはできないから、甲第１号証又は甲第２号証に記載された発明に、甲第３号証に記載された発明を適用しても本件発明１及び４に至るものではない。
　
３　小括
　したがって、上記申立理由１及び２によっては、本件請求項１及び４に係る特許を取り消すことはできない。
　
第６　むすび 
　以上のとおりであるから、取消理由通知に記載した取消理由及び特許異議申立書に記載した特許異議申立理由によっては、本件請求項１及び４に係る特許を取り消すことはできないし、他に本件請求項１及び４に係る特許を取り消すべき理由を発見しない。 
　また、請求項２及び３に係る特許は、訂正により削除されたため、本件特許の請求項２及び３に対して、異議申立人がした特許異議の申立てについては、対象となる請求項が存在しない。
　よって、結論のとおり決定する。
【異議決定日】
平成３１年４月２３日（２０１９．４．２３）
【訂正の要旨】
審決（決定）の【理由】欄参照。
（５４）【発明の名称】
航空機のインテーク構造
　【技術分野】
　【０００１】
　本発明は、航空機のインテーク構造に関し、特にインテークへの境界層の流入を抑制するのに有用な技術に関する。
　【背景技術】
　【０００２】
　航空機のインテーク（空気取入口）構造の設計においては、インテーク前方の機体表面で発達してくる境界層の取り扱いが重要となる。境界層は機体表面との摩擦によりエネルギーを失った気流であるため、これがインテークに流入してエンジンへ供給されると、エンジン性能の低下などの問題が生じる。
　【０００３】
　インテークへの境界層の流入を防止する技術としては、インテークと機体表面との間に境界層の厚み程度の隙間を設け、この隙間にダイバータ（境界層隔壁）を設けるものが古くから知られている。このダイバータを用いた技術では、境界層の外側の気流のみをインテークに流入させることが可能ではあるが、ダイバータ自体の重量や空気抵抗により機体性能の低下などの問題が生じる。
　【０００４】
　そこで近年では、ダイバータに依らずに境界層を排除する技術として、インテーク前方の機体表面にバンプ（こぶ）を設けるダイバータレス・インテークが提案され、実用化されてきている（例えば、特許文献１参照）。このダイバータレス・インテークでは、バンプ上に生じる圧力勾配によって境界層をインテークの側方へ排除することで、当該インテークへの境界層の流入が抑制される。
　【先行技術文献】
　【特許文献】
　【０００５】
　【特許文献１】米国特許第５７７９１８９号明細書
　【発明の概要】
　【発明が解決しようとする課題】
　【０００６】
　しかしながら、現在実用化されているダイバータレス・インテークでは、バンプの幅がインテークの幅よりも狭いものとなっている。そのため、インテークの側部近傍に気流の集中を生じさせ、空気抵抗の増加などの空力特性の悪化を招来してしまうおそれがある。
　【０００７】
　本発明は、上記課題を鑑みてなされたもので、インテーク側部での気流の集中を抑制しつつインテークへの境界層の流入を抑制することを目的とする。
　【課題を解決するための手段】
　【０００８】
　上記目的を達成するために、請求項１に記載の発明は、機体前方からの空気を取り込む航空機のインテーク構造であって、
　前記航空機の機体表面のうち、前記インテークの直前に位置する部分には、機体前方から滑らかに隆起し
、前記インテーク内で機体後方へ滑らかに沈下する
　前記インテークの周辺の平面視において、
前記インテークよりも機体前方における
く、
　
前記バンプは、
　
機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されており、
　
前記インテークが開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記インテークの側方の位置まで延在している
　【０００９】
　
請
請求項１
　前記バンプは、当該バンプの幅方向に圧力勾配を生じさせ、機体前方からの境界層を前記インテークの側部よりもさらに側方へ排除するように構成されていることを特徴とする。
　【発明の効果】
　【００１０】
　本発明によれば、航空機の機体表面のうちインテークの直前に位置する部分に、機体前方から滑らかに隆起したバンプが設けられており、インテーク周辺の平面視において、このバンプの最大幅がインテークの最大幅よりも広く形成されている。
　これにより、機体前方からインテークに向かう境界層が、バンプ上に生じる圧力勾配によってインテーク側部よりもさらに側方へ確実に排除される。
　したがって、インテーク側部での気流の集中を抑制しつつ、インテークへの境界層の流入を抑制することができる。
　【図面の簡単な説明】
　【００１１】
　【図１】航空機のうちインテークダクト周辺の斜視図である。
　【図２】インテーク周辺の平面図である。
　【図３】図２のＩＩＩ−ＩＩＩ線での断面図である。
　【発明を実施するための形態】
　【００１２】
　以下、本発明の実施形態について、図面を参照して説明する。
　図１は、航空機のうち、本実施形態におけるインテーク１０ａを有するインテークダクト１０周辺の斜視図であり、図２は、インテーク１０ａ周辺の平面図であり、図３は、図２のＩＩＩ−ＩＩＩ線での断面図である。
　【００１３】
　図１に示すように、インテークダクト１０は、航空機の胴体２０に設けられており、機体前方に向かって開口するインテーク（空気取入口）１０ａから取り込んだ空気を、その後方に配置された図示しないエンジンまで導くものである。
　より詳しくは、インテークダクト１０は、機体前後方向に略沿った略コ字状のダクト壁１１で胴体２０表面を囲うようにして機体側方へ突設されており、当該胴体２０表面とダクト壁１１とでダクト管を構成している。
　【００１４】
　このダクト管を構成する胴体２０の表面のうち、インテーク１０ａの周辺部分には、滑らかに隆起するバンプ２１が設けられている。
　バンプ２１は、図２及び図３に示すように、機体前後方向に沿って、インテーク１０ａの直前から滑らかに幅広になりつつ隆起して、インテーク１０ａを過ぎた後に再び滑らかに沈下するように形成されている。
　【００１５】
　バンプ２１のうち、インテーク１０ａの直前に位置する略前半部は、その幅（最大幅）Ｗ２がインテーク１０ａの幅（最大幅）Ｗ１よりも広く形成されている。そのため、航空機の飛行中に前方からインテーク１０ａに向かう気流のうち、胴体２０表面の境界層は、図２及び図３に矢印で示すように、バンプ２１上に生じる圧力勾配によってインテーク１０ａの両側方へ確実に排除される。
　【００１６】
　以上のように、本実施形態のインテーク構造によれば、航空機の機体（胴体２０）表面のうちインテーク１０ａの直前に位置する部分に、機体前方から滑らかに隆起しつつインテーク１０ａよりも広い幅Ｗ２に形成されたバンプ２１が設けられている。
　これにより、機体前方からインテーク１０ａに向かう境界層が、バンプ２１上に生じる圧力勾配によってインテーク１０ａの側部よりもさらに側方へ確実に排除される。
　したがって、インテーク１０ａの側部での気流の集中を抑制しつつ、インテーク１０ａへの境界層の流入を抑制することができる。ひいては、空気抵抗の増加などの空力特性の悪化や、エンジン性能の低下を抑制することができる。
　【００１７】
　なお、本発明を適用可能な実施形態は、上述した実施形態に限定されることなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で適宜変更可能である。
　【符号の説明】
　【００１８】
１０　　　インテークダクト
１０ａ　　インテーク
１１　　　ダクト壁
２０　　　胴体（航空機の胴体）
２１　　　バンプ
Ｗ１　　　幅（インテークの幅）
Ｗ２　　　幅（バンプの幅）
（５７）【特許請求の範囲】
　【請求項１】
　機体前方からの空気を取り込む航空機のインテーク構造であって、
　前記航空機の機体表面のうち、前記インテークの直前に位置する部分には、機体前方から滑らかに隆起し
、前記インテーク内で機体後方へ滑らかに沈下する
　前記インテークの周辺の平面視において、
前記インテークよりも機体前方における
く、
　
前記バンプは、
　
機体前方から前記インテークに向かって滑らかに幅が広がるように形成されており、
　
前記インテークが開口している機体前後方向位置の全体において、当該バンプの幅方向における前記インテークの側方の位置まで延在している
　【請求項２】
　
（削除）
　【請求項３】
　
（削除）
　【請求項４】
　前記バンプは、当該バンプの幅方向に圧力勾配を生じさせ、機体前方からの境界層を前記インテークの側部よりもさらに側方へ排除するように構成されていることを特徴とする
請求項１