2016-009488

特願２０１４－１９５９２８「ガスタービンエンジン」拒絶査定不服審判事件〔平成２７年　４月１６日出願公開、特開２０１５－　７２０１０〕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９月２６日（パリ条約による優先権主張２０１３年１０月３日、アメリカ合衆国）の出願であって、平成２７年８月２７日付けで拒絶理由が通知され、平成２７年１１月２７日に意見書が提出されるとともに、特許請求の範囲について補正する手続補正書が提出されたが、平成２８年３月２５日付けで拒絶査定がされ、これに対して平成２８年６月２７日に拒絶査定不服審判が請求されたものである。 ２　本願発明 本願の請求項１ないし２９に係る発明は、平成２７年１１月２７日に提出された手続補正書により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２９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、そのうち、請求項１に係る発明（以下、「本願発明」という。）は以下のとおりである。 「【請求項１】 駆動軸を有するファンであって、バイパスダクトおよびエンジンコアに空気を案内するように構成されたファンと、 前記ファンの前記駆動軸に回転可能に連結された歯車減速構造と、 第１の圧縮機セクションと、 を備えたガスタービンエンジンであって、 前記ガスタービンエンジンは、前記第１の圧縮機セクションの出口のコア温度が離陸時に６２１．１～７３２．２°Ｃ（１１５０～１３５０°Ｆ）の範囲となるように構成され、 前記ガスタービンエンジンは、ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率が、０．７５～０．９０の範囲となるように構成され、 前記バイパスダクトを通流する空気の体積を、前記エンジンコアを通流する空気の体積で割った比率が、８．０よりも大きいことを特徴とする、ガスタービンエンジン。」 ３　刊行物 （１）　刊行物１ ア　刊行物１の記載事項 原査定の拒絶の理由に引用された、本願の優先日前に頒布された刊行物である米国特許出願公開第２０１２／０１７１０１８号明細書（以下、「刊行物１」という。）には、次の事項が記載されている（なお、全角半角等の文字の大きさ、書体、句読点等については、記載内容を損なわない限りで適宜表記した。また、［］内は、当審において作成した当審仮訳である。）。 （ア）　「［００３６］　FIG. 1 schematically illustrates an example gas turbine engine 10　including (in serial flow communication) a fan section 14 , a compressor section　19　that includes a low pressure (or first) compressor section　18 and a high pressure (or second) compressor section 22 , a combustor 26 , and a turbine section 21 that includes a high pressure (or second) turbine section 30 and a low pressure (or first) turbine section 34 . The gas turbine engine 10 is circumferentially disposed about an engine centerline X. During operation, air is pulled into the gas turbine engine 10 by the fan section 14 , pressurized by the compressors　18 ,　22 mixed with fuel, and burned in the combustor 26 . Hot combustion gases generated within the combustor 26 flow through high and low pressure turbines 30 , 34 , which extract energy from the hot combustion gases. As used herein, a ‘‘high pressure’’ compressor or turbine experiences a higher pressure that a corresponding ‘‘low pressure’’ compressor or turbine. ［００３７］　In a two-spool design, the high pressure turbine 30 utilizes the extracted energy from the hot combustion gases to power the high pressure compressor 22 through a high speed shaft 38 , and a low pressure turbine 34 utilizes the energy extracted from the hot combustion gases to power the low pressure compressor 18 and the fan section 14 through a low speed shaft 42 . However, the invention is not limited to the two-spool gas turbine architecture described and may be used with other architectures such as a single-spool axial design, a three-spool axial design and other architectures. That is, there are various types of gas turbine engines, many of which could benefit from the examples disclosed herein, which are not limited to the design shown. ［００３８］　The example gas turbine engine 10 is in the form of a high bypass ratio turbine engine mounted within a nacelle or fan casing 46 , which surrounds an engine casing 50 housing a core engine 54 . A significant amount of air pressurized by the fan section 14 bypasses the core engine 54 for the generation of propulsion thrust. The airflow entering the fan section 14 may bypass the core engine 54 via a fan bypass passage 58 extending between the fan casing 46 and the engine casing 50 for receiving and communicating a discharge airflow F 1 . The high bypass flow arrangement provides a significant amount of thrust for powering an aircraft. ［００３９］　The gas turbine engine 10 may include a geartrain 62 for controlling the speed of the rotating fan section 14 . The geartrain 62 can be any known gear system, such as a planetary gear system with orbiting planet gears, a planetary system with non-orbiting planet gears or other type of gear system. The low speed shaft 42 may drive the geartrain 62 . In the disclosed example, the geartrain 62 has a constant gear ratio. It should be understood, however, that the above parameters are only exemplary of a contemplated geared gas turbine engine 10 . That is, aspects of the invention are applicable to traditional turbine engines as well as other engine architectures. ［００４０］　The engine 10 in one example is a high-bypass geared aircraft engine. In a further example, the engine 10 bypass ratio is greater than about six (6), with an example embodiment being greater than ten (10), the geared architecture 62 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 34 has a pressure ratio that is greater than about 5. In one example, the geared architecture 62 includes a sun gear, a ring gear, and intermediate gears arranged circumferentially about the sun gear and intermeshing with the sun gear and the ring gear. The intermediate gears are star gears grounded against rotation about the axis X. The sun gear is supported by the low speed shaft 38 , and the ring gear is interconnected to the fan 14 .」（段落［００３６］ないし［００４０］） ［当審仮訳：［００３６］　ＦＩＧ．１は、ファンセクション１４、低圧圧縮機セクション１８と高圧圧縮機セクション２２を含む圧縮機セクション１９、燃焼器２６、及び高圧タービンセクション３０と低圧タービンセクション３４を含むタービンセクション２１を備えるガスタービンエンジン１０の一例の概要説明図である。ガスタービンエンジン１０は、中心軸Ｘの周囲に配置されている。作動時には、空気はファンセクション１４によりガスタービンエンジン１４に吸引され、圧縮機１８、２２により圧縮され、燃焼器２６において燃料と混合されて燃焼する。生成した高温の燃焼ガスは、タービン３０、３４を流れてエネルギが取り出される。ここでは、高圧の圧縮機又はタービンは、対応する低圧の圧縮機又はタービンに比べて高圧であることをいう。 ［００３７］　２スプール型では、高圧タービン３０は、燃焼ガスから取り出したエネルギを使用して、高速軸３８を介して高圧圧縮機２２を駆動し、低圧タービン３４は、燃焼ガスから取り出したエネルギを使用して、低速軸４２を介して低圧圧縮機１８及びファンセクション１４を駆動する。しかし、本願の発明は、２スプール型に限定されるものではない。 ［００３８］　図示したガスタービンエンジン１０は、ナセル又はファンケーシング４６内に据え付けられた高バイパス比のエンジンであり、ナセル又はファンケーシング４６は、コアエンジン５４を覆うエンジンケーシング５０を囲っている。ファンセクション１４により圧縮された空気の相当量がコアエンジン５４をバイパスして、推進力を発生させる。ファンセクション１４に流入する空気流は、ファンケーシング４６とエンジンケーシング５０の間に延びるファンバイパル路５８を通ってコアエンジン５４をバイパスし、バイパス流Ｆ１として分流される。 ［００３９］　ガスタービンエンジン１０は、ファンセクション１４の回転速度を制御する歯車列６２を備えている。歯車列６２は任意の公知の歯車装置でよい。低速軸４２が歯車列６２を駆動する。図示の例では、歯車列６２は、一定の歯車比を有している。しかし、これは本願の発明の一例にすぎないことに留意すべきである。 ［００４０］　エンジン１０の一例は、歯車列を備えた高バイパスの航空機エンジンである。他の例では、エンジン１０のバイパス比は６より大きく、実施形態ではバイパス比は１０より大きい。歯車列６２は約２．３より大きい歯車減速比を有し、低圧タービン３４は約５より大きい圧力比を有する。］ イ　刊行物１発明 上記ア及び図面の記載を総合すると、刊行物１には次の発明（以下、「刊行物１発明」という。）が記載されている。 ＜刊行物１発明＞ 「低速軸４２を有するファンセクション１４であって、ファンバイパス路５８およびコアエンジン５４に空気を案内するように構成されたファンセクション１４と、 前記ファンセクション１４の前記低速軸４２に回転可能に連結された歯車列６２と、 高圧圧縮機セクション２２と、 を備えたガスタービンエンジン１０であって、 前記ガスタービンエンジン１０は、前記ファンバイパス路５８を通流する空気の体積を、前記コアエンジン５４を通流する空気の体積で割った比率が、１０よりも大きいガスタービンエンジン１０。」 （２）　刊行物２ ア　刊行物２の記載事項 原査定の拒絶の理由に引用された、本願の優先日前に頒布された刊行物である特開平１０－１４１６６２号公報（以下、「刊行物２」という。）には、次の事項が記載されている。 （ア）　「【０００１】 【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービン燃焼器、特に航空用又は産業用ガスタービン燃焼器における従来の金属ライナに代わる新規の燃焼室形成構造を有するガスタービン燃焼器に関する。」（段落【０００１】） （イ）　「【００１７】例えば、圧力比４０のエンジンの場合には、燃焼器流入空気温度は１０００Ｋ、火炎温度は２５００Ｋとなる。従って、従来構造の金属ライナでは耐熱温度が１１００～１３００Ｋであるため、燃焼ガスからの対流熱伝達流束Ｃ1に１０００Ｋ以上の温度差を作らねばならない。燃焼器流入空気の一部である冷却空気でこの温度差を作り出すには、ライナ燃焼室側壁面に沿う空気を多量に必要とし、それが低負荷では未燃焼ガスの排出の原因となっている。また、高負荷条件において従来のライナ構造の冷却では、例え今後金属材料の進歩によりライナの耐熱温度が上昇しても、その分外筒への輻射熱伝達流束Ｒ2が増加するため、外筒の高温化につながり安全上の問題が生じ、外筒冷却の対策が必要となってくる。」（段落【００１７】） （３）　刊行物３ ア　刊行物３の記載事項 原査定の拒絶の理由に引用された、本願の優先日前に頒布された刊行物である特開２００８－６９７７４号公報（以下、「刊行物３」という。）には、次の事項が記載されている。 （ア）　「【０００１】 本発明は一般にガスタービンエンジンに関するもので、特に騒音低減特性を有する排気ノズルに関するものである。」（段落【０００１】） （イ）　「【０００３】 ジェットエンジンの騒音の主な音源は、排気空気流の剪断部、すなわち異なる高速の空気流が互いに混合する部分、およびより低速な周辺空気の動きと混合する部分にある。特にターボファンエンジンの場合、第二の空気流は約１０００ｆｔ／秒でエンジンから排出され、コア空気流は約１６００ ｆｔ／秒でエンジンから排出されるが、これらの異なる速度の空気流が混合すると大量の乱流とそれに伴う騒音が発生し、特に低周波騒音が発生する。」（段落【０００３】） （ウ）　「【００１０】 外側ノズル２２はファン排気ガス３６を外部空気３４から分離し、内側ノズル２４はファン排気ガス３６をコア排気ガス３８から分離する。テールコーン２６は排気流、特にコア排気ガス３８が、エンジン１２から円滑に遷移して排出される助けとなる。前述したように、ファン排気ガス３６は一般におよそ１０００ｆｔ／秒（約３０４．８ｍ／秒）、またコア排気ガス３８は一般におよそ１６００ｆｔ／秒（約４８７．７ｍ／秒）で流れる。航空機１０の飛行速度は３００ｍｐｈ（約４８２．８ｋｍｐｈ）程度まで遅くなるため、外気３４は外側ノズル２２をおよそ４００ｆｔ／秒（約１２１．９ｍ／秒）で通過する。空気流の流速の違いにより、各流れが混合する際、剪断に伴う一定量の低周波騒音および高周波騒音が発生する。空気流の混合と剪断によって生じる騒音量を低減するため、エンジン１２は、その後縁部周辺４２に鋸歯状部分２８および非鋸歯状部分２９を具備する。特に非鋸歯状部分２９はこの後縁部の下方に配置され、下方向に伝播する騒音を低減する。パイロン１１もまた鋸歯状部分４３をその後縁部に含み、航空機１０からの騒音をさらに低減する。」（段落【００１０】） （４）　刊行物４ ア　刊行物４の記載事項 原査定の拒絶の理由に引用された、本願の優先日前に頒布された刊行物である国際公開第２００５／０８５６２０号（以下、「刊行物４」という。）には、次の事項が記載されている。 （ア）　「ファンのジェット速度ＶＪＢとコアのジェット速度ＶＪＣの比の最適値は、式（６）に示すようにファン断熱効率ηＦとタービン断熱効率ηＴの積であることが知られている。 ＶＪＢ／ＶＪＣ＝ηＦ・ηＴ　　・・・・・（６） ここでは式（６）の証明は省略するが、ＶＪＢがＶＪＣとηＴ及びηＦの積に等しくあるべきだということは、ファン駆動タービンの出力を高めコアの排気残留エネルギからより多くの有効エネルギを取り出すことを意味する。 しかしながら実際のターボファンでは、重量及び価格の上昇や騒音発生を抑えるため、一般に単段のファンを使っており、ＶＪＢとＶＪＣの比は式（６）よりずっと小さく、従来のターボファンはファンのジェット速度ＶＪＢに対しコアのジェット速度ＶＪＣが大き過ぎた。そこでファン直径を増さずとも、巡航時にファン駆動タービンの吸収エネルギを増し、ファン回転数一定でファン圧力比を上昇させることができれば、ＶＪＢが上昇し、速度が大きいＶＪＣが低下する。よって式（４）からエンジンが作り出すエネルギＷに占める排気残留エネルギの割合が減少し、式（５）からＢＰＲを高めずとも推進効率ηＰを向上させることができる。」（第４ページ第１ないし１４行） ４　対比・判断 本願発明と刊行物１発明とを対比すると、その構造、機能又は技術的意義からみて、刊行物１発明における「低速軸４２」は本願発明における「駆動軸」に相当し、以下同様に、「ファンセクション１４」は「ファン」に、「ファンバイパス路５８」は「バイパスダクト」に、「コアエンジン５４」は「エンジンコア」に、「高圧圧縮機セクション２２」は「第１の圧縮機セクション」に、「歯車列６２」は「歯車減速構造」に、「１０よりも大きい」は「８．０よりも大きい」に、それぞれ相当する。 以上から、本願発明の用語に倣って整理すると、本願発明と刊行物１発明とは、 「駆動軸を有するファンであって、バイパスダクトおよびエンジンコアに空気を案内するように構成されたファンと、 前記ファンの前記駆動軸に回転可能に連結された歯車減速構造と、 第１の圧縮機セクションと、 を備えたガスタービンエンジンであって、 前記ガスタービンエンジンは、前記バイパスダクトを通流する空気の体積を、前記エンジンコアを通流する空気の体積で割った比率が、８．０よりも大きい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＞ 本願発明は、「前記ガスタービンエンジンは、前記第１の圧縮機セクションの出口のコア温度が離陸時に６２１．１～７３２．２°Ｃ（１１５０～１３５０°Ｆ）の範囲となるように構成され、前記ガスタービンエンジンは、ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率が、０．７５～０．９０の範囲となるように構成され」ているのに対し、 刊行物１発明は、そのような数値に関する事項を備えているかどうか、明確でない点（以下、「相違点」という。）。 上記相違点について検討する。 本願発明は、ガスタービンエンジンにおいて必要な多数のパラメータないし数値のうち、「第１の圧縮機セクションの出口のコア温度」、「ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率」、及び「バイパスダクトを通流する空気の体積を、エンジンコアを通流する空気の体積で割った比率」の３つのみを特に取り上げてそれらの数値範囲を限定している。これらのパラメータないし数値はいずれも、通常、効率や燃費等の所与の要求仕様等に基づいて適宜選択・設計すべき事項にすぎない。そこで、相違点に係る本願発明の各数値範囲及びそれらの組み合わせ（兼ね備えること）について格別の技術的意義があるか否かについて、以下、検討する。 （ａ）　まず、「第１の圧縮機セクションの出口のコア温度」について検討する。 刊行物２には、航空用のガスタービン燃焼器において、燃焼器流入空気温度が１０００Ｋである例が開示されている（以下、「刊行物２技術」という。）。本願発明においては、「第１の圧縮機セクションの出口のコア温度」が離陸時に６２１．１～７３２．２°Ｃ（１１５０～１３５０°Ｆ）の範囲であることが限定されているが、該数値範囲の技術的意義、例えば従来例との構成（離陸時の温度）及び効果の差異、また該数値範囲の上限値及び下限値の技術的意義について、本願明細書等をみても特に説明がなく、かつ、該上下限値に格別顕著な技術的意義があるとは認められない。してみると、刊行物１発明に刊行物２技術を適用して、高圧圧縮機セクション２２の出口のコア温度が離陸時に６２１．１～７３２．２°Ｃ（１１５０～１３５０°Ｆ）の範囲内の温度となるように構成することは、上述のとおり、適宜の設計にすぎないといわざるを得ない。 （ｂ）　次に、「ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率」について検討する。 刊行物３には、ジェットエンジンの騒音の主な音源は、排気空気流の剪断部、すなわち異なる高速の空気流が互いに混合する部分、およびより低速な周辺空気の動きと混合する部分にあること、また、ファン排気ガス３６は一般におよそ１０００ｆｔ／秒（約３０４．８ｍ／秒）、またコア排気ガス３８は一般におよそ１６００ｆｔ／秒（約４８７．７ｍ／秒）で流れ、ファン排気ガスの速度をコア排気ガスの速度で割った比率はおよそ０．６２５であるが、これでは、排気騒音の低減が十分でないことが開示されている（以下、「刊行物３技術」という。）。 また、刊行物４には、従来のターボファンではファンのジェット速度ＶＪＢに対しコアのジェット速度ＶＪＣが大き過ぎたが、ファン駆動タービンの出力を高めコアの排気残留エネルギからより多くの有効エネルギを取り出す等により、ＶＪＢを上昇させ、ＶＪＣを低下させて推進効率を向上し得ることが開示されている（以下、「刊行物４技術」という。）。 以上のとおり、刊行物３技術及び刊行物４技術はともに、ファンの排気速度をコアエンジンの排気速度で割った比率をもっと大きくすることが好適であることを示唆している。 そして、刊行物１発明においても、騒音を低減し、また推進効率を向上することが望ましいことは明らかであるから、例えば騒音のいっそうの低減という点から、刊行物１発明に刊行物３技術を適用して、ファンバイパス路５８の排気速度をコアエンジン５４の排気速度で割った比率を従来の一般的な値（例えば０．６２５）よりさらに大きい値にすること、また、例えば推進効率の更なる向上という点から、刊行物１発明に刊行物４技術を適用して、ファンの排気速度に対しコアエンジンの排気速度が大き過ぎる従来のものより、ファンバイパス路５８の排気速度を大きくし、コアエンジン５４の排気速度を小さくして、ファンバイパス路５８の排気速度をコアエンジン５４の排気速度で割った比率を大きな値とすることは、至極当然ないし自然な合理的な設計であって、何ら困難性はない。 本願発明は、さらに、「ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率」について、特に「０．７５～０．９０の範囲」という限定を加えている。しかし、該数値範囲の特に上限値及び下限値の技術的意義について、本願明細書等をみても特に説明がなく、かつ、該上下限値に格別顕著な技術的意義があるとは認められない。してみると、上記のように刊行物１発明に刊行物３技術や刊行物４技術を適用して、ファンバイパス路５８の排気速度をコアエンジン５４の排気速度で割った比率をもっと大きな値とするに際して、該比率を、０．７５～０．９０の範囲内の値となるように構成することは、上述のとおり、適宜の設計にすぎないといわざるを得ない。 （ｃ）　続けて、「第１の圧縮機セクションの出口のコア温度」、「ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率」、及び「バイパスダクトを通流する空気の体積を、エンジンコアを通流する空気の体積で割った比率」の３つの各数値範囲ないし該数値範囲内の数値の組み合わせ（兼ね備えること）について検討する。 本願発明は、上記の３つの数値範囲を兼ね備えているが、本願明細書等をみても、特に各上下限値の近傍において該３つの数値範囲をすべて満たすものがそうでないもの（例えば、２つの数値範囲を満たすが残りの１つ数値範囲を満たさないもの）と比べて、推進効率等の性能を具体的にどの程度向上できるのかについて、特に説明がないばかりか、定量的・実証的な具体的根拠が何も示されていない。そうすると、上記の３つの数値範囲を兼ね備えることにより、格別顕著な効果を奏し得るとは到底認められず、上述のとおり、適宜の設計・選択といわざるを得ない。 そして、本願発明は、全体としてみても、刊行物１発明、刊行物２技術、刊行物３技術及び刊行物４技術から予測される以上の格別な効果を奏するものではない。 以上に関して、請求人は、審判請求書において、『すなわち、引用文献５は、コアノズルを用いることにより、バイパス比を高めずに推進効率を高めるようにした点に技術的思想を有するものであるが、エンジン排気速度比を具体的にどのような数値範囲とすればよいかについての開示が一切ない。さらに、引用文献２に記載のガスタービンエンジン１０は、ギアード構造（geared architecture）６２を備えた「高バイパス比」のギアード式航空機エンジン（high-bypass geared aircraft engine）であり（段落［００４０］）、そもそも引用文献５の課題である「高バイパス比化が限界となっている背景」を有していない。この点からも、引用文献５記載の技術的思想は、引用文献２における課題でないことは明らかであり、引用文献２の技術分野において当然に要求される課題であることを示す証拠もない。従って、引用文献５記載の技術的思想を引用文献２に適用しようとする動機付けもない。』と主張する（ここでの引用文献２ないし引用文献５は本審決における刊行物１ないし刊行物４である。）。しかし、刊行物１発明に刊行物２技術、刊行物３技術及び刊行物４技術を適用して相違点に係る本願発明の事項に想到することが容易であることは上述した。また、刊行物４に刊行物４技術が開示されていることは上述のとおりであり、刊行物４技術がバイパス比や歯車減速機構の有無を問わず、普遍的一般的な知見であることは当業者に明らかである。 請求人はまた、審判請求書において、『引用文献４についても同様、引用文献４の課題は、エンジン排気速度比が「０．６２５」であると認められるガスタービンエンジンから発生する「低周波騒音の削減」であり、引用文献４と、引用文献５とは、課題解決の前提が異なるから、引用文献４の解決課題からは、エンジン排気速度比を「０．６２５」より大きい比率である「０．７５～０．９０」に増大させるための動機付けは生じない。』と主張する。しかし、刊行物１発明に刊行物２技術、刊行物３技術及び刊行物４技術を適用して相違点に係る本願発明の事項に想到することが容易であることは上述した。補足すると、数値範囲を限定する場合、その技術的意義（例えば、その上下限値が格別顕著な技術的意義を有すること等）について何ら説明・実証することなく、刊行物１ないし４にたまたま開示されていない数値を限定しても、創作性は極めて乏しいといわざるを得ない。 請求人はまた、審判請求書において、「結局のところ、引用文献２～７は、いずれも本願発明の構成要素を個々に分解して提示しているに過ぎず、ここには本願発明のように、離陸時の第１の圧縮機セクションにおける出口のコア温度が６２１．１～７３２．２°Ｃ（１１５０～１３５０°Ｆ）の範囲となるように構成し、ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率が、０．７５～０．９０の範囲となるように構成し、かつ、バイパスダクト流の体積を、エンジンコア流の体積で割った比率が、８．０よりも大きくなるように構成したことにより、従来のガスタービンエンジンに比較して、航行時の全燃料消費率の低減を実現する、とする技術的思想は存在しない。」と主張する。しかし、刊行物１発明に刊行物２技術、刊行物３技術及び刊行物４技術を適用して相違点に係る本願発明の事項に想到することが容易であることは上述した。補足すると、本願明細書には、例えば、「【００５４】運転中、「エンジン排気流速度比」（または「排気速度比」）と称される、ファン流れ排気口６４を通流する流れの速度の、一次流れ排気口６８を通流する流れの速度に対する比率は、約０．７５～約０．９０の範囲である。換言すれば、排気速度比＝（ファン流れ排気速度）／（一次流れ排気速度）である。特に、２．３～４．２の減速比を有する（特に、約６．０を上回るバイパス比、約１．５０未満のファン圧力比、約１２００ｆｔ／ｓｅｃ未満のファン先端速度、および、約５．０を上回る低圧タービン圧力比のうち一つ以上と組み合わせて使用した場合の）ギアード・エンジン設計では、上記の所望の範囲の排気速度比は、この範囲を超えた関係を有するエンジンと比較して、全燃料消費率を低減することが判明した。」と記載されている。どの程度、全燃料消費率を低減することができたのか、また、その定量的・実証的根拠が何ら示されていないが、それはひとまず措くとして、段落【００５４】には、ファン流れ排気口６４を通流する流れの速度の一次流れ排気口６８を通流する流れの速度に対する比率が約０．７５～約０．９０であり、かつ２．３～４．２の減速比及び約６．０を上回るバイパス比を備えれば、この範囲を超えた関係を有するエンジンと比較して、全燃料消費率を低減することが判明したことが明記されている。そうすると、２．３～４．２という範囲にない減速比を備える場合には、全燃料消費率を低減することは判明していないことが論理必然的に導かれる。一方、本願発明（請求項１に係る発明）においては、減速比は不特定であり、２．３～４．２という範囲にない減速比を備えるものを許容し包含しているのであるから、本願発明が全燃料消費率を低減することが判明したとはいえないことは明らかである。 ５　まとめ 以上のとおり、本願発明は、刊行物１発明、刊行物２技術、刊行物３技術及び刊行物４技術に基づいて、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。 ６　結語 以上に述べたとおり、本願発明は、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。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。