【事件の表示】
　特願２０１４−　１８９８４「ガスタービンエンジンおよびガスタービンエンジンの性能改善方法」拒絶査定不服審判事件〔平成２６年　８月２５日出願公開、特開２０１４−１５２７７８〕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
　本願は、平成２６年２月４日（パリ条約による優先権主張　２０１３年２月４日　アメリカ合衆国）の出願であって、平成２６年４月１４日付けで拒絶理由が通知され、平成２６年７月１日に意見書及び手続補正書が提出されたが、平成２６年９月２９日付けで拒絶査定がされ、平成２７年１月２３日に拒絶査定不服審判が請求がされ、さらに、当審において平成２７年１０月１４日付けで拒絶理由が通知され、これに対し平成２８年１月１５日に意見書及び手続補正書が提出されたものである。
　
２．本願発明
　本願の請求項１ないし１１に係る発明は、平成２８年１月１５日に提出された手続補正書によって補正された特許請求の範囲並びに願書に最初に添付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ないし１１に記載された事項によって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、「本願発明」という。）は次のとおりである。
　
「　【請求項１】
　軸を中心に回転可能なファンを含み、ファンのファンブレード先端速度が１４００ｆｐｓより小さいファン部と、
　ファンと接続されているとともに、遊星歯車比が少なくとも２．５のファン駆動遊星歯車装置を含む減速装置と、
　減速装置と接続されているとともに、３つの段または４つの段を含む低圧タービン部と、を有し、バイパス比が１１．０〜２２．０であり、
　太陽歯車が減速装置への入力部を構成するとともに、第１の方向で回転可能となっており、キャリアが減速装置の出力部を構成するとともに、太陽歯車と同じ第１の方向で回転可能となっていることを特徴とするガスタービンエンジン。」
　
３．引用文献
（１）引用文献の記載
　本願の優先日前に頒布され、当審において平成２７年１０月１４日付けで通知した拒絶理由で引用した刊行物である米国特許出願公開第２０１２／０１９８８１７号明細書（以下、「引用文献」という。）には、「ガスタービンエンジン」に関し、図面とともに次の記載がある。なお、当審仮訳の作成にあたっては、引用文献のパテントファミリーである特開２０１３−１３９７９８号公報を参考にした。
　
（ア）「[0035]  FIG. 1A  illustrates a general partial fragmentary schematic view of a gas turbofan engine  10  suspended from an engine pylon  12  within an engine nacelle assembly N as is typical of an aircraft designed for subsonic operation.
[0036]  The turbofan engine  10  includes a core engine within a core nacelle C that houses a low spool  14  and high spool  24 . The low spool  14  includes a low pressure compressor  16  and low pressure turbine  18 . The low spool  14  drives a fan section  20  connected to the low spool  14  either directly or through a gear train  25 .
[0037]  The high spool  24  includes a high pressure compressor  26  and high pressure turbine  28 . A combustor  30  is arranged between the high pressure compressor  26  and high pressure turbine  28 . The low and high spools  14 ,  24  rotate about an engine axis of rotation A.
[0038]  The engine  10  in one non-limiting embodiment is a high-bypass geared architecture aircraft engine. In one disclosed, non-limiting embodiment, the engine  10  bypass ratio is greater than about six (6), with an example embodiment being greater than ten (10), the gear train  25  is an epicyclic gear train such as a planetary gear system or other gear system with a gear reduction ratio of greater than about 2.3 and the low pressure turbine  18  has a pressure ratio that is greater than about 5. In one disclosed embodiment, the engine  10  bypass ratio is greater than about ten (10:1), the turbofan diameter is significantly larger than that of the low pressure compressor  16 , and the low pressure turbine  18  has a pressure ratio that is greater than about 5:1. The gear train  25  may be an epicycle gear train such as a planetary gear system or other gear system with a gear reduction ratio of greater than about 2.5:1. It should be understood, however, that the above parameters are only exemplary of one embodiment of a geared architecture engine and that the present invention is applicable to other gas turbine engines including direct drive turbofans.
[0039]  Airflow enters the fan nacelle F which at least partially surrounds the core nacelle C. The fan section  20  communicates airflow into the core nacelle C to the low pressure compressor  16 . Core airflow compressed by the low pressure compressor  16  and the high pressure compressor  26  is mixed with the fuel in the combustor  30  where is ignited, and burned. The resultant high pressure combustor products are expanded through the high pressure turbine  28  and low pressure turbine  18 . The turbines  28 ,  18  are rotationally coupled to the compressors  26 ,  16  respectively to drive the compressors  26 ,  16  in response to the expansion of the combustor product. The low pressure turbine  18  also drives the fan section  20  through gear train  25 . A core engine exhaust E exits the core nacelle C through a core nozzle  43  defined between the core nacelle C and a tail cone  33 .
[0040]  With reference to  FIG. 1B , the low pressure turbine  18  includes a low number of stages, which, in the illustrated non-limiting embodiment, includes three turbine stages,  18 A,  18 B,  18 C. The gear train  22  operationally effectuates the significantly reduced number of stages within the low pressure turbine  18 . The three turbine stages,  18 A,  18 B,  18 C facilitate a lightweight and operationally efficient engine architecture. It should be appreciated that a low number of stages contemplates, for example, three to six stages. Low pressure turbine  18  pressure ratio is pressure measured prior to inlet of low pressure turbine  18  as related to the pressure at the outlet of the low pressure turbine  18  prior to exhaust nozzle.
[0041]  Thrust is a function of density, velocity, and area. One or more of these parameters can be manipulated to vary the amount and direction of thrust provided by the bypass flow B. The Variable Area Fan Nozzle (VAFN)  42  operates to effectively vary the area of the fan nozzle exit area  44  to selectively adjust the pressure ratio of the bypass flow B in response to a controller C. Low pressure ratio turbofans are desirable for their high propulsive efficiency. However, low pressure ratio fans may be inherently susceptible to fan stability/flutter problems at low power and low flight speeds. The VAFN  42  allows the engine to change to a more favorable fan operating line at low power, avoiding the instability region, and still provide the relatively smaller nozzle area necessary to obtain a high-efficiency fan operating line at cruise.
[0042]  A significant amount of thrust is provided by the bypass flow B due to the high bypass ratio. The fan section  20  of the engine  10  is designed for a particular flight condition--typically cruise at about 0.8 Mach and about 35,000 feet. The flight condition of 0.8 Mach and 35,000 ft, with the engine at its best fuel consumption--also known as bucket cruise Thrust Specific Fuel Consumption ('TSFC')--is the industry standard parameter of lbm of fuel being burned divided by lbf of thrust the engine produces at that minimum point. Low fan pressure ratio is the pressure ratio across the fan blade alone, without the Fan Exit Guide Vane (FEGV) system  36 . The low fan pressure ratio as disclosed herein according to one non-limiting embodiment is less than about 1.45. Low corrected fan tip speed is the actual fan tip speed in ft/sec divided by an industry standard temperature correction of [(Tambient deg R)/518.7)^0.5]. The Low corrected fan tip speed as disclosed herein according to one non-limiting embodiment is less than about 1150 ft/second.
…（中略）…
[0045]  The fan section  20  includes a fan rotor  32  with a plurality of circumferentially spaced radially outwardly extending fan blades  34 . The fan blades  34  are surrounded by the fan case  46 . The core engine case structure is secured to the fan case  46  at the IMC  48  which includes a multiple of circumferentially spaced radially extending struts  40  which radially span the core engine case structure and the fan case  20.」（段落[0035]ないし[0045]）
　
＜当審仮訳＞
「[0035]  図１Ａは概して亜音速飛行用に設計された航空機に一般的な、エンジンナセルアセンブリＮ内でエンジンパイロン１２から懸吊されたガスターボファンエンジン１０の部分概略断面図を示す。
[0036]  ターボファンエンジン１０は、コアナセルＣ内に低スプール１４および高スプール２４を収容するコアエンジンを含む。低スプール１４は、低圧圧縮機１６および低圧タービン１８を含む。低スプール１４は、その低スプール１４に連結されたファンセクション２０を直接またはギアトレイン２５を通して駆動する。
[0037]  高スプール２４は高圧圧縮機２６および高圧タービン２８を含む。高圧圧縮機２６と高圧タービン２８との間に燃焼器３０が配置される。低スプール１４および高スプール２４は、エンジンの回転軸Ａを中心として回転する。
[0038]  限定しない一実施例のエンジン１０は高バイパスギア設計の航空機エンジンである。これに限定しない開示の一実施例では、エンジン１０のバイパス比は約６よりも大きく、例示の実施例では１０よりも大きく、ギアトレイン２５は約２．３よりも大きいギア減速比を有する遊星歯車装置またはその他の歯車装置などのエピサイクリック・ギアトレインであり、低圧タービン１８は約５よりも大きい圧力比を有する。開示の一実施例では、エンジン１０のバイパス比は約１０（１０：１）よりも大きく、ターボファンの直径は低圧圧縮機１６の直径に比べて著しく大きく、低圧タービン１８は約５：１よりも大きい圧力比を有する。ギアトレイン２５は約２．５：１よりも大きいギア減速比を有する遊星歯車装置またはその他の歯車装置などのエピサイクリック・ギアトレインでもよい。しかし、上記のパラメータはギア駆動型エンジンの一実施例の例示にすぎず、本発明がダイレクトドライブ・ターボファンを含むその他のガスタービンエンジンにも適用できることに留意されたい。
[0039]  コアナセルＣを少なくとも部分的に包囲するファンナセルＦに空気流が流入する。ファンセクション２０が空気流をコアナセルＣ内の低圧圧縮機１６へと伝達する。低圧圧縮機１６および高圧圧縮機２６によって圧縮されたコア空気流が燃焼器３０内で燃料と混合され、ここで点火されて燃焼する。結果として生じた高圧燃焼生成物が高圧タービン２８および低圧タービン１８を通して膨張される。タービン２８，１８は、それぞれ圧縮機２６，１６と回転可能に連結され、燃焼生成物の膨張に応じて圧縮機２６，１６を駆動する。また低圧タービン１８がギアトレイン２５を通してファンセクション２０を駆動する。コアエンジン排気Ｅは、コアナセルＣとテールコーン３３との間に画定されたコアノズル４３を通してコアナセルＣから流出する。
[0040]  図１Ｂを参照すると、低圧タービン１８が少ない数の段を含み、限定されない図示の実施例では、３つのタービン段１８Ａ，１８Ｂ，１８Ｃを含む。ギアトレイン２２は低圧タービン１８内の著しく少ない数の段を実用可能に達成する。３つのタービン段１８Ａ，１８Ｂ，１８Ｃにより軽量の、運転効率の高いエンジン設計が容易となる。少ない数の段が、例えば３〜６個の段を意図することが理解できるであろう。低圧タービン１８の圧力比は、排気ノズルの前の低圧タービン１８のアウトレットにおける圧力に関連する、低圧タービン１８のインレットの前で測定される圧力である。
[0041]  スラストは密度、速度、および面積の関数である。バイパス流Ｂによってもたらされるスラストの量および方向を変化させるようにそれらの一つ以上のパラメータが操作される。可変面積ファンノズル（「ＶＡＦＮ」）４２は、ファンノズル出口領域４４の面積を効果的に変化させるように作動して、コントローラＣに応じてバイパス流Ｂの圧力比を選択的に調節する。低圧力比のターボファンはその高い推進効率のために望ましい。一方、低圧力比のファンは低出力および低飛行速度においてファン安定性／フラッタの問題を本質的に受けやすい。ＶＡＦＮ４２は、エンジンを低出力におけるより好ましいファン操作線（ｆａｎ  ｏｐｅｒａｔｉｎｇ  ｌｉｎｅ）に変化させて、不安定領域を防ぎ、さらには飛行時の高効率ファン操作線を得るために必要な相対的に小さいノズル面積を提供する。
[0042]  その高バイパス比により相当量のスラストがバイパス流Ｂによってもたらされる。エンジン１０のファンセクション２０は、通常マッハ約０．８、約３５，０００フィートを巡航する、特定の飛行条件のために設計される。エンジンが最適な燃料消費率−「バケット巡航（ｂｕｃｋｅｔ  ｃｒｕｉｓｅ）スラスト燃料消費率（ＴＳＦＣ）」として知られる−を有するマッハ０．８、高度３５，０００フィートの巡航条件は、エンジンがその最小点で発生するスラストのｌｂｆで割った、燃焼される燃料のｌｂｍの工業規格のパラメータである。「低ファン圧力比（ｌｏｗ  ｆａｎ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ  ｒａｔｉｏ）」は、ファン出口ガイドベーン（ＦＥＧＶ）装置３６のない、ファンブレードのみに亘る圧力比である。これに限定されない一実施例による本明細書に開示の低ファン圧力比は約１．４５未満である。「低修正ファン先端速度（ｌｏｗ  ｃｏｒｒｅｃｔｅｄ  ｆａｎ  ｔｉｐ  ｓｐｅｅｄ）」は、工業規格の温度修正［（Ｔ大気温度（°Ｒ）／５１８．７）＾０．５］で割った実際のファン先端速度ｆｔ／ｓｅｃである。限定しない一実施例による本明細書に記載の「低修正ファン先端速度」は約１１５０ｆｔ／ｓｅｃ未満である。
…（中略）…
[0045]  ファンセクション２０は、複数の周方向に離間された径方向外側に延在するファンブレード３４を有するファンロータ３２を含む。ファンブレード３４がファンケース４６によって包囲される。コアエンジンケース構造が、ファンケース４６に中間ケース４８で固定されており、この中間ケース４８は、コアエンジンケース構造とファンケース２０との間で径方向にまたがる複数の周方向に離間された径方向に延在するストラット４０を含む。」
　
（２）引用文献記載の事項 
　上記（１）並びに図１Ａ及び図１Ｂの記載から、引用文献には次の事項が記載されていることが分かる。 
　
（カ）上記（１）並びに図１Ａ及び図１Ｂの記載からみて、引用文献には、ファンセクション２０、ギアトレイン２５及び低圧タービン１８を有するガスターボファンエンジン１０が記載されていることが分かる。 
　
（キ）図１Ａにおいて、ファンロータ３２がエンジンの回転軸Ａを中心に回転することが看取できるから、このことと上記（１）の段落[0042]及び[0045]の記載から、引用文献に記載されたガスターボファンエンジン１０において、ファンセクション２０は、エンジンの回転軸Ａを中心に回転するファンロータ３２を含み、ファンロータ３２の低修正ファン先端速度が約１１５０ｆｔ／ｓｅｃ未満であることが分かる。
　
（ク）上記（１）の段落[0036]及び[0038]の記載から、引用文献に記載されたガスターボファンエンジン１０において、ギアトレイン２５は、約２．５：１よりも大きいギア減速比を有する遊星歯車装置であり、ファンロータ３２と接続されていることが分かる。
　
（ケ）上記（１）の段落[0036]及び[0040]の記載から、引用文献に記載されたガスターボファンエンジン１０において、低圧タービン１８は、３つのタービン段１８Ａ、１８Ｂ、１８Ｃを含み、ギアトレイン２５を通してファンセクション２０を駆動することが分かる。
　
（コ）上記（１）の段落[0038]の記載から、引用文献に記載されたガスターボファンエンジン１０は、バイパス比が１０よりも大きいことが分かる。
　
（３）引用文献に記載された発明 
　上記（１）及び（２）並びに図１Ａ及び図１Ｂの記載から、引用文献には、次の発明（以下、「引用発明」という。）が記載されているといえる。
　
「　エンジンの回転軸Ａを中心に回転するファンロータ３２を含み、ファンロータ３２の低修正ファン先端速度が約１１５０ｆｔ／ｓｅｃ未満であるファンセクション２０と、 
　ファンロータ３２と接続されているとともに、ギア減速比が約２．５：１よりも大きい遊星歯車装置であるギアトレイン２５と、 
　ギアトレイン２５と接続されているとともに、３つのタービン段１８Ａ，１８Ｂ，１８Ｃを含む低圧タービン１８と、を有し、バイパス比が１０よりも大きいガスターボファンエンジン１０。」
　
４．対比
　本願発明と引用発明とを対比すると、引用発明における「エンジンの回転軸Ａ」は、その構成、機能又は技術的意義からみて、本願発明における「軸」に相当し、以下同様に、「回転する」は「回転可能な」に、「ファンロータ３２」は「ファン」に、「ファンセクション２０」は「ファン部」に、「ギア減速比」は「遊星歯車比」に、「遊星歯車装置」は「ファン駆動遊星歯車装置」に、「ギアトレイン２５」は「減速装置」に、「低圧タービン１８」は「低圧タービン部」に、「３つのタービン段１８Ａ，１８Ｂ，１８Ｃを含む低圧タービン１８」は「３つの段または４つの段を含む低圧タービン部」に、「バイパス比」は「バイパス比」に、「ガスターボファンエンジン１０」は「ガスタービンエンジン」に、それぞれ相当する。
　また、引用発明において「ギアトレイン２５」が「ギア減速比が約２．５：１よりも大きい遊星歯車装置である」ことは、その技術的意義からみて、本願発明において「減速装置」が「遊星歯車比が少なくとも２．５のファン駆動遊星歯車装置を含む」ことに相当する。
　そして、引用発明において「ファンロータ３２の低修正ファン先端速度が約１１５０ｆｔ／ｓｅｃ未満」であるということは、ファンブレード３４の先端速度は１４００ｆｐｓよりも小さいといえるから、引用発明において「ファンロータ３２の低修正ファン先端速度が約１１５０ｆｔ／ｓｅｃ未満である」ことは、本願発明において「ファンのファンブレード先端速度が１４００ｆｐｓより小さい」ことに相当する。
　
　よって、本願発明と引用発明とは、
「　軸を中心に回転可能なファンを含み、ファンのファンブレード先端速度が１４００ｆｐｓより小さいファン部と、
　ファンと接続されているとともに、遊星歯車比が少なくとも２．５のファン駆動遊星歯車装置を含む減速装置と、
　減速装置と接続されているとともに、３つの段または４つの段を含む低圧タービン部と、を有するガスタービンエンジン。」
である点で一致し、次の点で相違する。
　
＜相違点＞
（ａ）本願発明においては、バイパス比が１１．０〜２２．０であるのに対し、引用発明においては、バイパス比が１０よりも大きい点（以下、「相違点１」という。）。
（ｂ）本願発明においては、「太陽歯車が減速装置への入力部を構成するとともに、第１の方向で回転可能となっており、キャリアが減速装置の出力部を構成するとともに、太陽歯車と同じ第１の方向で回転可能となっている」のに対し、引用発明においては、遊星歯車装置を低圧タービン及びファンロータにどのように接続するのか不明である点（以下、「相違点２」という。）。
　
５．判断
　以下、上記相違点について検討する。
　
　まず、相違点１に関し、本願発明におけるバイパス比（１１．０〜２２．０）の範囲は、引用発明におけるバイパス比（１０よりも大きい）の範囲に含まれるほか、例えば、バイパス比を１０から１１に変化させたときに推力に違いは生じるが、臨界的な差とは認められないから、本願の請求項１に係る発明においてバイパス比を１１．０〜２２．０とした点に臨界的意義を見いだせない。
　したがって、引用発明において、バイパス比を１１．０〜２２．０に特定することにより、上記相違点１における本願発明の発明特定事項のように特定することは、実験的に数値範囲を最適化したという程度のことであり、当業者の通常の創作能力の発揮にすぎず、当業者が容易に想到し得たことである。
　また、ギヤードターボファンエンジンにおいて、バイパス比を１１．０〜２２．０の範囲で特定することは周知の技術（以下、「周知技術」という。例えば、下記（ア）及び（イ）等参照。）であるともいえるから、引用発明において該周知技術を適用して、上記相違点１における本願発明の発明特定事項のように特定することは、当業者が容易に想到し得たことである。
　
（ア）本願の優先日前に頒布された刊行物である「Dr. Gunter Wilfert、「Geared Fan」、AERO-ENGINE DESIGN: FROM STATE OF THE ART TURBOFANS TOWARDS INNOVATIVE ARCHITECTURES: March 3 - 7, 2008、ベルギー、Rhode Saint Genese Von Karman Inst.発行、２００８年３月、ｐ．１−２６」の第５ページの第４図には、ギヤードターボファンのバイパス比が１１ないし１３である旨の記載がある。
（イ）本願の優先日前に頒布された刊行物である「J. Kurzke, 「Preliminary Design」、AERO-ENGINE DESIGN: FROM STATE OF THE ART TURBOFANS TOWARDS INNOVATIVE ARCHITECTURES: March 3 - 7, 2008、ベルギー、Rhode Saint Genese Von Karman Inst.発行、２００８年３月、ｐ．６０−７６」の第７１ページの第７８図には、ギヤードターボファンのバイパス比を１８としたものが記載されている。
　
　次に、相違点２に関し、軸流タービンの出力軸を減速装置である遊星歯車を介してファンに接続するに際し、太陽歯車が減速装置への入力部を構成するとともに、遊星キャリアが減速装置の出力部を構成するように接続することは、設計上適宜採用される事項（以下、「設計事項」という。例えば、設計例として、下記（カ）ないし（ク）等参照。）にすぎず、該接続によって、太陽歯車と遊星キャリアが同一の方向に回転することは、自明である。
　そして、引用発明において該設計事項を採用して、上記相違点２における本願発明の発明特定事項のように特定することは、当業者が容易に想到し得たことである。
（カ）本願の優先日前に頒布された刊行物である特表平８−５１１６０５号公報には、次の記載がある。
「軸流タービン１８が高温燃焼ガスから得た動力によって、シャフト２１を介して圧縮機１３が駆動され、…（中略）…また、ファン４がタービン１９によって駆動され、シャフト２０とファン４との間には遊星歯車列８およびトルクフレーム１０が機械的に介在している。…（中略）…
　図１および図２を参照して、遊星歯車列８では、太陽歯車２４がシャフト２０により回転駆動される。環状歯車２６はエンジン固定部に固定され、回転する太陽歯車に対して静止した状態に維持されている。多数の遊星歯車２８は、各遊星歯車が太陽歯車および環状歯車に噛合するように、遊星キャリア３０に回転可能に取り付けられている。…（中略）…
  太陽歯車構成体５０は、遊星歯車列の一部を構成し、動力装置２（図１）からの回転運動およびトルクを受ける入力歯車構成体である。遊星歯車構成体５６は、遊星歯車列の一部を構成し、遊星歯車列より出力される回転運動およびトルクをファンに伝達する出力歯車構成体である。」（第１１ページ第１１行ないし第１２ページ第１６行）
（キ）本願の優先日前に頒布された刊行物である特開平９−３１７８３３号公報には、次の記載がある。
「【００１２】図１において、太陽歯車１は太陽歯車軸１ａに設けられ、太陽歯車軸１ａに接続される図示しないエンジンにより回転される。太陽歯車１の周囲には複数（本実施の形態では４個）の遊星歯車２が太陽歯車１と噛み合って配置されている。各遊星歯車２はそれぞれ中心に軸受２ｂを介して遊星歯車軸２ａを有し、この遊星歯車軸２ａの回りを回転する。各遊星歯車２の周囲にはそれぞれと噛み合う内歯歯車３が設けられ、内歯歯車支持部７によって半径方向に弾性支持され、円周方向には拘束されている。内歯歯車支持部７はケーシング９に固定されている。
…（中略）…
【００１４】各遊星歯車軸２ａには太陽歯車軸１ａと同一軸心を回転するキャリア８に接続され、遊星歯車２の公転運動を取り出す。…（後略）…」（段落【００１２】ないし【００１４】）
（ク）本願の優先日前に頒布された刊行物である特開昭４７−１３０１２号公報には、次の記載がある。　
「このタービンは次に低圧軸２０を駆動し、したがつて全体が２１によつて表された遊星減速歯車装置を通して送風機１０を駆動する。…（中略）…本発明は遊星歯車装置２１において軸２０によつて駆動される中央太陽歯車２２，該太陽歯車２２および固定反動部材２４と噛合する複数のピニオン２３とよりなり、該ピニオン２３は前方軸２６に連結されたピニオンキヤリヤ２５によって担持され、したがつて送風機１０を駆動する。…（中略）…
　ピニオンは後述のピニオンキヤリヤ２５上に装架され、かつ歯車の作動時にはピニオンの遠心力はローラ３０が反動歯車２４によつて支持された軌道３１と係合することにより担持される。この歯車は環状溝型部材よりなり、その中央腕は前記ピニオンと係合する内歯環状歯車を形成している。軌道３１は独立のリングとして形成され、該リングは３２によつて示される如く溝形部材の半径方向に延びる腕にボルト止めされている。…（中略）…
　ピニオンキヤリヤ２５は実質的に環状をなす１対の部材３４、３５よりなり、これら環状部材は円周補強リブを有し、かつ先細差込み３６、３７の対によつて相互に結合され、該差込みは通しボルト３８により相互にボルト止めされている。前記各部材３４、３５にはそれぞれ截頭円錐形の軸部分５０、５１が形成されている。部分５０は部材３４から遠い方の端部においてエンジン固定構造内のローラ軸承け５２によつて軸持され、かつピニオンキヤリヤを位置決めするようになつている。他の部分５１は前方低圧軸２６の後方部分を形成し、かつピニオンキヤリヤから送風機１０に駆動力を伝えるようになつている。」（第１０ページ右上欄第２０行ないし第１１ページ左上欄第１４行）
　
　そして、本願発明は、全体として検討しても、引用発明並びに周知技術及び設計事項から予測される以上の格別の効果を奏するものではない。
　
　したがって、本願発明は、引用発明及び設計事項に基づいて、又は引用発明並びに周知技術及び設計事項に基づいて、当業者が容易に発明をすることができたものである。 
　
６．むすび
　以上のとおり、本願発明は、引用発明及び設計事項に基づいて、又は引用発明並びに周知技術及び設計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、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ず、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。