2017-003813

特願２０１４－１３８１９７号「基本ギアシステム構成」拒絶査定不服審判事件〔平成２７年４月９日出願公開、特開２０１５－６３９９０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、平成２６年７月４日（パリ条約による優先権主張　２０１３年９月２４日　米国）の出願であって、平成２７年８月２５日付けで拒絶理由が通知され、平成２７年１１月２４日に意見書及び手続補正書が提出され、平成２８年３月２４日付けで拒絶理由（最後）が通知され、平成２８年６月２９日に意見書が提出されたが、平成２８年１１月８日付けで拒絶査定がされ、これに対して平成２９年３月１５日に拒絶査定不服審判が請求され、その審判の請求と同時に手続補正書が提出されたものである。 第２　平成２９年３月１５日付けの手続補正について 平成２９年３月１５日付けの手続補正（以下、「本件補正」という。）は、特許請求の範囲に関して、本件補正により補正される前の（すなわち、平成２７年１１月２４日提出の手続補正書により補正された）請求項１ないし２０から、請求項１、９及び１５を削除し、それに伴って請求項２、１０及び１６を独立形式の記載に改め、さらに、請求項３ないし８を請求項２ないし７に、請求項１１ないし１４を請求項９ないし１２に、請求項１７ないし２０を請求項１４ないし１７にそれぞれ繰り上げることにより、本件補正後の請求項１ないし１７としたものであるから、本件補正は、特許法第１７条の２第５項第１号に掲げる請求項の削除を目的とするものに該当する。そして、本件補正は新規事項を追加するものではない。 よって、本件補正は適法になされたものである。 第３　本願発明について 本願の請求項１３に係る発明（以下、「本願発明」という。）は、出願当初の明細書、平成２９年３月１５日に提出された手続補正書による補正された特許請求の範囲及び出願当初の図面からみて、次のとおりのものである。 「【請求項１３】 軸線周りに回転可能な複数のファンブレードを備えるファンと、 圧縮機セクションと、 圧縮機セクションと流体連通する燃焼器と、 燃焼器と連通するファン駆動タービンと、 ファン駆動タービンと連通する第２のタービンと、 ファン駆動タービンと第２のタービンとの間に配置された、エンジンの静止構造の中間タービンフレームであって、一列に並んで周方向に配列された複数の空気そらせベーンと、中間タービンフレームおよびエンジンハウジング両方へ構造上の支持を提供するストラットとを備え、ストラットが、ベーン内に入れられた、中間タービンフレームと、 ファン駆動タービンとファンの間にある減速器を提供するように、かつ、９８％より高くかつ１００％より低い効率でファン駆動タービンからファンへ動力入力を伝達するように、構成されたギアシステムと、 ギアシステムの一部を可撓式に支持するマウントであって、ギアシステムと静止構造との間の少なくとも径方向の動きを吸収するように、エンジンの静止構造から延在するマウントと、 潤滑剤をギアシステムに供給するように、かつ、熱エネルギーをギアシステムから除去するように、構成された潤滑システムと、 を備え、 潤滑システムは、ガスタービンエンジンの作動中に、ギアシステム内へのエネルギー入力の２％より小さくかつ０より大きいエネルギーの量を除去する能力を有することを特徴とするガスタービンエンジン。」 第４　刊行物 １　刊行物１ （１）刊行物１に記載された事項 原査定の拒絶の理由に引用され、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２０１３／０１９２２００号明細書（以下、「刊行物１」という。）には、「ギア付きターボファンガスタービンエンジン」に関して図面とともに以下の事項が記載されている。（なお、括弧内の翻訳文は、刊行物１のパテントファミリーである特開２０１７－１５０９０号公報を参考に当審において作成したものである。また、下線は、理解の一助のために当審が付与したものである。） １ａ）"[0006] A gas turbine engine according to an exemplary embodiment of this disclosure, among other possible things includes a fan including a plurality of fan blades rotatable about an axis, a compressor section, a combustor in fluid communication with the compressor section, and a turbine section in fluid communication with the combustor. The turbine section includes a fan turbine and a second turbine. The second turbine is disposed forward of the fan drive turbine. ・・・"（段落［０００６］） （［０００６］本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンは、考えられる他のものの中でもとりわけ、エンジン軸を中心に回転可能な複数のファンブレードを含むファンと、圧縮機セクションと、圧縮機セクションと流体連通状態にある燃焼器と、燃焼器と流体連通状態にあるタービンセクションであって、ファン駆動タービン及び第２のタービンを含み、第２のタービンは、ファン駆動タービンの前方に配設される。・・・） １ｂ）"[0041] FIG. 1 schematically illustrates an example gas turbine engine 20 that includes a fan section 22, a compressor section 24, a combustor section 26 and a turbine section 28. Alternative engines might include an augmenter section (not shown) among other systems or features. The fan section 22 drives air along a bypass flow path B while the compressor section 24 draws air in along a core flow path C where air is compressed and communicated to a combustor section 26. In the combustor section 26, air is mixed with fuel and ignited to generate a high pressure exhaust gas stream that expands through the turbine section 28 where energy is extracted and utilized to drive the fan section 22 and the compressor section 24."（段落［００４１］） （［００４１］図１は、例示的なガスタービンエンジン２０を概略的に示し、ガスタービンエンジン２０は、ファンセクション２２、圧縮機セクション２４、燃焼器セクション２６、及びタービンセクション２８を含む。代替のエンジンは、他のシステムまたは特徴の中でもとりわけ、オーグメンタセクション（図示せず）を含むことが可能であろう。ファンセクション２２は、バイパス流経路Ｂに沿って空気を押し流し、一方、圧縮機セクション２４は、コア流経路Ｃに沿って空気を吸込み、そこで空気は、圧縮されて、燃焼器セクション２６に伝達される。燃焼器セクション２６において、空気は燃料と混合され、点火されて、高圧排気ガス流を生成し、高圧排気ガス流は、タービンセクション２８を通って膨張し、そこでエネルギーが抽出されて、ファンセクション２２及び圧縮機セクション２４を駆動するために利用される。） １ｃ）"[0044] The low speed spool 30 generally includes an inner shaft 40 that connects a fan 42 and a low pressure (or first) compressor section 44 to a low pressure (or first) turbine section 46. The inner shaft 40 drives the fan 42 through a speed change device, such as a geared architecture 48, to drive the fan 42 at a lower speed than the low speed spool 30. The high-speed spool 32 includes an outer shaft 50 that interconnects a high pressure (or second) compressor section 52 and a high pressure (or second) turbine section 54. The inner shaft 40 and the outer shaft 50 are concentric and rotate via the bearing systems 38 about the engine central longitudinal axis A. [0045] A combustor 56 is arranged between the high pressure compressor 52 and the high pressure turbine 54. In one example, the high pressure turbine 54 includes at least two stages to provide a double stage high pressure turbine 54. In another example, the high pressure turbine 54 includes only a single stage. As used herein, a "high pressure" compressor or turbine experiences a higher pressure than a corresponding "low pressure" compressor or turbine. [0046] The example low pressure turbine 46 has a pressure ratio that is greater than about 5. The pressure ratio of the example low pressure turbine 46 is measured prior to an inlet of the low pressure turbine 46 as related to the pressure measured at the outlet of the low pressure turbine 46 prior to an exhaust nozzle. [0047] A mid-turbine frame 58 of the engine static structure 36 is arranged generally between the high pressure turbine 54 and the low pressure turbine 46. The mid-turbine frame 58 further supports bearing systems 38 in the turbine section 28 as well as setting airflow entering the low pressure turbine 46 . [0048] The core airflow C is compressed by the low pressure compressor 44 then by the high pressure compressor 52 mixed with fuel and ignited in the combustor 56 to produce high speed exhaust gases that are then expanded through the high pressure turbine 54 and low pressure turbine 46. The mid-turbine frame 58 includes vanes 60, which are in the core airflow path and function as an inlet guide vane for the low pressure turbine 46. Utilizing the vane 60 of the mid-turbine frame 58 as the inlet guide vane for low pressure turbine 46 decreases the length of the low pressure turbine 46 without increasing the axial length of the mid-turbine frame 58. Reducing or eliminating the number of vanes in the low pressure turbine 46 shortens the axial length of the turbine section 28. Thus, the compactness of the gas turbine engine 20 is increased and a higher power density may be achieved. [0049] The disclosed gas turbine engine 20 in one example is a high-bypass geared aircraft engine. In a further example, the gas turbine engine 20 includes a bypass ratio greater than about six (6), with an example embodiment being greater than about ten (10). The example geared architecture 48 is an epicyclical gear train, such as a planetary gear system, star gear system or other known gear system, with a gear reduction ratio of greater than about 2.3."（段落［００４４］ないし［００４９］） （［００４４］低速スプール３０は一般に、ファン４２及び低圧（または第１の）圧縮機セクション４４を低圧（または第１の）タービンセクション４６に接続する内側シャフト４０を含む。内側シャフト４０は、ギア付きアーキテクチャ４８等の変速デバイスを通してファン４２を駆動して、低速スプール３０より低い速度でファン４２を駆動する。高速スプール３２は、高圧（または第２の）圧縮機セクション５２及び高圧（または第２の）タービンセクション５４を相互接続する外側シャフト５０を含む。内側シャフト４０及び外側シャフト５０は、同心であり、エンジン中心長手軸Ａを中心に軸受システム３８を介して回転する。 ［００４５］燃焼器５６は、高圧圧縮機５２と高圧タービン５４の間に配置される。一実施例では、高圧タービン５４は、少なくとも２つの段を含んで、二段高圧タービン５４を提供する。別の実施例では、高圧タービン５４は、単一段だけを含む。本願で使用するとき、「高圧（ｈｉｇｈ ｐｒｅｓｓｕｒｅ）」圧縮機またはタービンは、対応する「低圧（ｌｏｗ ｐｒｅｓｓｕｒｅ）」圧縮機またはタービンより高い圧力を受ける。 ［００４６］例示的な低圧タービン４６は、約５より大きな圧力比を有する。例示的な低圧タービン４６の圧力比は、排気ノズルより前の低圧タービン４６の出口で測定される圧力に関連させて低圧タービン４６の入口より前で測定される。 ［００４７］エンジン静止構造３６の中間タービンフレーム５８は一般に、高圧タービン５４と低圧タービン４６との間に配置される。中間タービンフレーム５８は更に、タービンセクション２８内の軸受システム３８を支持すると共に、低圧タービン４６に入る空気流を設定する。 ［００４８］コア空気流Ｃは、低圧圧縮機４４によって、次に高圧圧縮機５２によって圧縮され、燃焼器５６内で燃料と混合され、点火されて、高速排気ガスを生成し、高速排気ガスは次に高圧タービン５４及び低圧タービン４６を通って膨張する。中間タービンフレーム５８は、ベーン６０を含み、ベーン６０は、コア空気流経路内にあり、低圧タービン４６用の入口ガイドベーンとして機能する。低圧タービン４６用の入口ガイドベーンとして中間タービンフレーム５８のベーン６０を使用することは、中間タービンフレーム５８の軸方向長さを増加させることなく低圧タービン４６の長さを減少させる。低圧タービン４６内のベーンの数を低減または削除することは、タービンセクション２８の軸方向長さを短縮させる。そのため、ガスタービンエンジン２０の小型さが向上し、より高い出力密度を達成することができる。 ［００４９］ 開示されるガスタービンエンジン２０は、一実施例において、高バイパスギア付き航空機エンジンである。更なる実施例において、ガスタービンエンジン２０は、約６より大きなバイパス比を含み、例示的な実施形態は約１０より大きい。例示的なギア付きアーキテクチャ４８は、プラネタリギアシステム、スターギアシステム、または他の知られているギアシステム等のエピサイクリックギアトレインであり、約２．３より大きなギア減速比を有する。） １ｄ）"[0056] Referring to FIGS. 2 and 3 , an example disclosed speed change device is an epicyclical gearbox of a planet type, where the input is to the center "sun" gear 62. Planet gears 64 (only one shown) around the sun gear 62 rotate and are spaced apart by a carrier 68 that rotates in a direction common to the sun gear 62. A ring gear 66, which is non-rotatably fixed to the engine static casing 36 (shown in FIG. 1 ), contains the entire gear assembly. The fan 42 is attached to and driven by the carrier 68 such that the direction of rotation of the fan 42 is the same as the direction of rotation of the carrier 68 that, in turn, is the same as the direction of rotation of the input sun gear 62."（段落［００５６］） （［００５６］　図２及び３を参照すると、開示される例示的な変速デバイスは、入力が中央「サン（ｓｕｎ）」ギア６２に対するものであるプラネット型のエピサイクリックギアボックスである。サンギア６２の周りのプラネットギア６４（１つだけが示される）は、回転し、サンギア６２と共通の方向に回転するキャリア６８によって離間される。エンジン静止ケーシング３６（図１に示す）に回転しないように固定されるリングギア６６は、ギアアセンブリ全体を含む。ファン４２は、キャリア６８に取付けられ、キャリア６８によって駆動され、それにより、ファン４２の回転方向は、キャリア６８の回転方向と同じになり、キャリア６８の回転方向は、次に、入力サンギア６２の回転方向と同じになる。） １ｅ）"[0072] Referring to FIG. 10, a portion of the example turbine section 28 is shown and includes the low pressure turbine 46 and the high pressure turbine 54 with the mid turbine frame 58 disposed between an outlet of the high pressure turbine and the low pressure turbine. The mid turbine frame 58 and vane 60 are positioned to be upstream of the first stage 98 of the low pressure turbine 46. While a single vane 60 is illustrated, it should be understood these would be plural vanes 60 spaced circumferentially. The vane 60 redirects the flow downstream of the high pressure turbine 54 as it approaches the first stage 98 of the low pressure turbine 46. As can be appreciated, it is desirable to improve efficiency to have flow between the high pressure turbine 54 and the low pressure turbine 46 redirected by the vane 60 such that the flow of expanding gases is aligned as desired when entering the low pressure turbine 46. Therefore vane 60 may be an actual airfoil with camber and turning, that aligns the airflow as desired into the low pressure turbine 46."（段落［００７２］） （［００７２］　図１０を参照すると、例示的なタービンセクション２８の一部分が示され、低圧タービン４６及び高圧タービン５４を含み、中間タービンフレーム５８が高圧タービンの出口と低圧タービンとの間に配設された状態にある。中間タービンフレーム５８及びベーン６０は、低圧タービン４６の第１段９８の上流になるように位置決めされる。単一ベーン６０が示されるが、円周方向に離間した複数のベーン６０が存在することが理解されるべきである。ベーン６０は、高圧タービン５４の下流の流れが低圧タービン４６の第１段９８に近づくに従い、その流れを方向転換させる。認識できるように、膨張ガス流が低圧タービン４６に入るときに所望に応じて整列するよう、高圧タービン５４と低圧タービン４６との間の流れをベーン６０によって方向転換させるように効率を改善することが望ましい。したがって、ベーン６０は、空気流を所望に応じて低圧タービン４６に入るように整列させる、キャンバ及び転回部を有する実際のエーロフォイルであってもよい。） （２）上記（１）及び図面から分かること １ｆ）上記（１）１ｃ）段落［００４４］及びＦｉｇ．１ないしＦｉｇ．９の記載からみて、低圧タービン４６は低速スプール３０及びギア付きアーキテクチャ４８を通してファン４２を駆動するものであることから、ギア付きアーキテクチャ４８は、低圧タービン４６とファン４２との間にあることが分かる。 １ｇ）上記（１）１ｅ）及びＦｉｇ．１０の記載から、中間タービンフレーム５８は、一列に並んで円周方向に離間した流れを方向転換させる複数のベーン６０を備えることが分かる。 （３）引用発明 上記（１）及び（２）並びに図面の記載から、刊行物１には次の発明（以下、「引用発明」という。）が記載されている。 「エンジン軸を中心に回転可能な複数のファンブレードを含むファン４２と、 圧縮機セクション２４と、 圧縮機セクション２４と流体連通状態である燃焼器５６と、 燃焼器５６と流体連通状態である低圧タービン４６と、 低圧タービン４６と流体連通状態である高圧タービン５４と、 低圧タービン４６と高圧タービン５４との間に配置された、エンジン静止構造３６の中間タービンフレーム５８であって、一列に並んで円周方向に離間した流れを方向転換させる複数のベーン６０を備える中間タービンフレーム５８と、 低圧タービン４６とファン４２との間にあるギア付きアーキテクチャ４８と、 を備えるガスタービンエンジン２０。」 ２ 刊行物２ （１）刊行物２に記載された事項 原査定の拒絶の理由に引用され、本願の優先日前に頒布された刊行物である、米国特許第８２９７９１６号明細書（以下、「刊行物２」という。）には、「ガスタービンエンジンにおけるギア付きアーキテクチャのための可撓性支持構造」に関して図面とともに以下の事項が記載されている。（なお、括弧内の翻訳文は、刊行物２のパテントファミリーである特表２０１４－５３０３２５号公報を参考に当審において作成したものである。また、下線は、理解の一助のために当審が付与したものである。） ２ａ）"With reference to FIG. 3, a flexible support 78 supports the planet carrier 72 to at least partially support the FDGS 60A with respect to the static structure 36 such as a front center body which facilitates the segregation of vibrations and other transients therebetween. It should be understood that various gas turbine engine case structures may alternatively or additionally provide the static structure and flexible support 78. It should be understood that lateral as defined herein is generally transverse to the axis of rotation A which typically absorbs transverse deflection which may be otherwise applied to the FDGS 60. The static structure 36 may further include a number 1 and 1.5 bearing support static structure 82 which is commonly referred to as a "K-frame" which supports the number 1 and number 1.5 bearing systems 38 A, 38 B. Notably, the K-frame bearing support defines a lateral stiffness as the referenced factor in this non-limiting embodiment."（公報第４欄第３８ないし５４行） （図３を参照すると、可撓性支持部７８が、静止構造体３６に対してファン駆動歯車装置６０Ａを少なくとも部分的に支持するように遊星キャリア７２を支持している。ここで、静止構造体３６は、例えば、ファン駆動歯車装置６０Ａと静止構造体３６との間の振動および他の過渡物の分離を容易にすることができる前方側中央ボディである。種々のガスタービンエンジンケース構造体が、代替的または付加的に、静止構造体および可撓性支持部７８を提供することができることを理解されたい。本明細書で用いられる「横方向」という用語は、回転軸Ａに対して垂直方向を説明するものであり、「横断方向」という用語は、ファン駆動歯車装置６０にかかり得る変形を吸収するための回転軸Ａに対する曲げによる回動移動を説明するものである。静止構造体３６は、「Ｋ－フレーム」と一般に呼ばれる第１および第１．５の軸受支持静止構造体８２をさらに備えることができ、Ｋ－フレームは、第１番目の軸受装置３８Ａおよび第１．５番目の軸受装置３８Ｂを支持する。特に、Ｋ－フレーム軸受支持部は、これに限定されない実施例において、参照される要素として（図３でＫフレームとして示した）横方向剛性と、（図３でＫフレーム曲げとして示した）横断方向剛性とを画定する。） ２ｂ）"In this disclosed non-limiting embodiment, the lateral stiffness (KFS; KIC) of both the flexible support 78 and the input coupling 62 are each less than about 11% of the lateral stiffness (Kframe). That is, the lateral stiffness of the entire FDGS 60 is controlled by this relationship."（公報第４欄第５５ないし５９行） （これに限定されない本発明の実施例において、可撓性支持部７８および入力カップリング６２の双方の横方向剛性（ＫＦＳ、ＫＩＣ）は、横方向剛性（Ｋフレーム）の約１１％よりもそれぞれ小さい。つまり、ファン駆動歯車装置６０全体の横方向剛性は、上記横方向剛性の関係によって制御される。） （２）刊行物２技術 上記（１）及び図面の記載から、刊行物２には次の技術（以下、「刊行物２技術」という。）が記載されている。 「ガスタービンエンジンケース構造体の静止構造体３６から延びる可撓性支持部７８によってファン駆動歯車装置６０Ａの遊星キャリア７２を支持することにより、ファン駆動歯車装置６０Ａと静止構造体３６との間に生ずる回転軸に対して垂直方向の変形を吸収する技術。」 ３　刊行物３ （１）刊行物３に記載された事項 原査定の拒絶の理由に引用され、本願の優先日前に頒布された刊行物である、特開２０１０－４８２５１号公報（以下、「刊行物３」という。）には、「ガスタービンエンジンファン抽気熱交換システム」に関して、図面とともに以下の事項が記載されている。（なお、下線は、理解の一助のために当審が付与したものである。） ３ａ）「【０００２】 ガスタービンエンジンは、通常、軸受、ギアボックス、及び同様のものなどの種々のエンジン構成部品を潤滑及び冷却するための循環オイルシステムを備えている。作動中、オイルは、許容可能な温度にオイルを維持するために環境に排出される必要のある相当な量の熱を吸収する。一般に、オイルはオイル－燃料熱交換器を通じて循環され、該熱交換器でオイルからの熱が燃料に排出され、ヒートシンク放熱として機能する。その後、燃料は、エンジンの燃焼器に排出されて燃焼される。」（段落【０００２】） （２）刊行物３技術 上記（１）及び図面の記載から、刊行物３には次の技術（以下、「刊行物３技術」という。）が記載されている。 「ガスタービンエンジンの軸受、ギアボックスなどを潤滑及び冷却するために、循環オイルシステムを設ける技術。」 ４　刊行物４ （１）刊行物４に記載された事項 原査定の拒絶の理由に引用され、本願の優先日前に頒布された刊行物である、特開２００８－１４３０８号公報（以下、「刊行物４」という。）には、「熱交換システムおよび潤滑油の冷却方法」に関して、図面とともに以下の事項が記載されている。（なお、下線は、理解の一助のために当審が付与したものである。） ４ａ）「【０００２】 ターボファンエンジンなどのタービンエンジン用、ならびに一体型駆動発電機などの関連する装置用の潤滑システムは、エンジンの主ベアリング、ギヤボックスのギヤなどを潤滑、冷却、および清浄するために、また一方で、そのようなタービンエンジンに関連する装置のベアリングおよび他の部品を潤滑するために、加圧した潤滑剤（オイル）を供給する。このような潤滑時に、潤滑される装置での機械的エネルギ損失によって潤滑剤が加熱される。このような潤滑剤を熱管理することは、潤滑される装置内で潤滑システムを良好な状態で連続稼働させるために非常に重要である。」（段落【０００２】） （２）刊行物４技術 上記（１）及び図面の記載から、刊行物４には次の技術（以下、「刊行物４技術」という。）が記載されている。 「ターボファンエンジンなどのタービンエンジン用、ならびに一体型駆動発電機などの関連する装置用の潤滑システムにおいて、エンジンの主ベアリング、ギヤボックスのギヤなどを潤滑、冷却、および清浄するために加圧した潤滑剤を供給するとともに、潤滑される装置での機械的エネルギ損失によって加熱された潤滑剤を熱管理する技術。」 ５　刊行物５ （１）刊行物５に記載された事項 原査定の拒絶の理由に引用され、本願の優先日前に頒布された刊行物である、特開２００６－３４２８０２号公報（以下、「刊行物５」という。）には、「二重反転ターボファンエンジン」に関して、図面とともに以下の事項が記載されている。（なお、下線は、理解の一助のために当審が付与したものである。） ５ａ）「【００２９】 図２は、ＨＰＴ２２とＬＰＴ２４との間に軸方向に配置され、その間で空力効率よく燃焼ガスを移動するための環状の移行ダクト５０を示す。移行ダクト５０は、半径方向外側に傾斜した外側バンド及び内側バンド又は外側プラットフォーム５４及び内側プラットフォーム５６の間のスパンに半径方向に延出するエーロフォイル又はフェアリング５２の列を含む。フェアリングは周方向で離間し、プラットフォームの間に流路を規定する。この流路を通って、燃焼ガスはＨＰＴ２２の最終段ブレード４６及びＬＰＴ２４の第１段目から直接誘導される。移行ダクト５０は、タービンの効率を向上しながら、燃焼ガスを対応する鋭角渦巻を伴ってＨＰＴからＬＰＴへ誘導するよう構成される。」（段落【００２９】） ５ｂ）「【００４１】 移行ダクト５０のフェアリング５２は、燃焼ガスが移行ダクトを通過し第１段目ＬＰノズル５８へ流れる際に、燃焼ガスの渦巻を維持し、好ましくは渦巻を多少増加するために選択された鋭角のねじり角度Ｂを有する。フェアリング５２は、圧力損失を減少するために対称であることが好ましいため、フェアリングス５２がガスの流れの向きを変える能力には限界がある。」（段落【００４１】） ５ｃ）「【００５８】 図２に示される移行ダクト５０は、ＨＰＴ２２とＬＰＴ２４との間に配置される中間フレーム６８を導入するのに都合がよい位置を提供する。中間フレーム６８は回転子軸を装着するための軸受の支持に使用されるのに都合がよい。中間フレーム６８は、複数の中空支柱７０を有する。中空支柱７０の各々は、図３に更に示されるように、フェアリング５２のうちの対応するフェアリングを貫通して半径方向に延出する。」（段落【００５８】） ５ｄ）図２の記載において、中空支柱７０がフェアリング５２を貫通して、中間フレーム６８とエンジンハウジング（図２のエンジンにおける最外部のシェル）とを支持することが看取できる。 （２）刊行物５技術 上記（１）及び図面の記載から、刊行物５には次の技術（以下、「刊行物５技術」という。）が記載されている。 「ＨＰＴ２２とＬＰＴ２４との間に軸方向に配置された、フェアリング５２を備える環状の移行ダクト５０において、中空支柱７０がフェアリング５２を貫通して、中間フレーム６８とエンジンハウジングとを支持するように設けられる技術。」 ６　刊行物６ （１）刊行物６に記載された事項 原査定の拒絶の理由に引用され、本願の優先日前に頒布された刊行物である、特開２００６－３４２７９８号公報（以下、「刊行物６」という。）には、「一体形二重反転ターボファン」に関して、図面とともに以下の事項が記載されている。（なお、下線は、理解の一助のために当審が付与したものである。） ６ａ）「【００７１】 図５は、複数の支柱７８を有する中間フレーム７６を含む第１段ＬＰノズルの別の実施形態を示す。第１の回転子２６の後端部を支持し、ＨＰＴ２２の回転子ブレード４６を支持するために、支柱７８は、図中符号８０により示されるいくつかの第１段ＬＰ羽根を貫通する。 【００７２】 この実施形態においては、ＬＰ羽根８０のうちのいくつかでは、その外側端部と内側端部との間の幅Ｎ、Ｍが軸方向に広くなっており、また、半径方向にそれらの羽根を貫通する支柱７８を受け入れるために、周囲部分が厚くなっている。図５は、羽根８０及びそれらを貫通する支柱７８を重ね合わせて示す横断面図である。この場合も、羽根は、ノズルを通る排気流れの方向を転換するために、弓形のキャンバ及び鋭角であるねじり角度を有する。 【００７３】 支柱７８が貫通装着された羽根８０のおよその公称軸方向幅又は平均軸方向幅より狭い間隔Ｓで、ＨＰブレード４６を羽根５２から前方へ離間させるために、一体形の中間ダクト６８は軸方向に延出する。しかし、中間フレームにおいて必要とされる支柱の数は、通常、空力荷重及び方向転換に要求される羽根の数より少ないので、ＬＰノズルの周囲に沿って、幅の広い羽根８０と図４に示される狭い羽根５２とを交互に配列してもよい。 【００７４】 後部フレーム７０と同様に、中間フレーム７６は、２つの回転子２６、２８と、それらの回転子から外側へ延出する回転子ブレードとを個別に支持するための適切な軸受を含むよう従来通りに構成されてもよい。この実施形態においては、中間フレーム７６は、ＨＰＴとＬＰＴとの間に軸方向に配置されるので、ＨＰＴの効率を向上し且つ一体形第１段ＬＰノズル５０から得られる効率向上を調整するために、中間フレーム７６は、ＨＰブレードのブレード先端部間隙をできる限り狭く正確に維持するように支持する。また、その場合、後部フレームは、ＬＰブレード及びその狭い先端部間隙を個別に支持するために使用されてもよい。」（段落【００７１】ないし【００７４】） ６ｂ）図５の記載において、支柱７８がＬＰ羽根８０を貫通して、中間フレーム７６とエンジンハウジング（図５のエンジンにおける最外部のシェル）とを支持することが看取できる。 （２）刊行物６技術 上記（１）及び図面の記載から、刊行物６には次の技術（以下、「刊行物６技術」という。）が記載されている。 「ＨＰＴとＬＰＴとの間に軸方向に配置されるＬＰ羽根８０を備える中間フレーム７６において、支柱７８がＬＰ羽根８０を貫通して、中間フレーム７６とエンジンハウジングとを支持するように設けられる技術。」 ７　刊行物７ （１）刊行物７に記載された事項 原査定の拒絶の理由に引用され、本願の優先日前に頒布された刊行物である、特開２００７－１３９１６０号公報（以下、「刊行物７」という。）には、「無段変速装置」に関して、図面とともに以下の事項が記載されている。（なお、下線は、理解の一助のために当審が付与したものである。） ７ａ）「【００４８】 これに対して、上記トロイダル型無段変速ユニット２７並びに差動ユニット２８の効率を考慮した場合には、これらトロイダル型無段変速ユニット２７の効率をηv とし、差動ユニット２８の効率（第一遊星歯車式変速ユニット２９の効率）をηpgとすると、上記トロイダル型無段変速ユニット２７（＝トロイダル型無段変速機７ａ）に入力されるトルクＴvin は、次の式で表せる。 Ｔvin ＝－ηpg・ηv ・ｅｖ／｛（ｉ－１）－ηpg・ηv ・ｅｖ｝・Ｔe ここで、例えば上記差動ユニット２８（第一遊星歯車式変速ユニット２９）の効率ηpgを９８％とし、上記トロイダル型無段変速ユニット２７の効率ηv を９８％とし、上記第一遊星歯車式変速ユニット２９の減速比ｉを２．７とした場合の、ギヤードニュートラルポイントに於ける上記入力トルクＴvin は、２４．３Ｔe となり、この入力トルクＴvin が正確に求められる事が分かる。」（段落【００４８】） （２）刊行物７技術 上記（１）から、刊行物７には次の技術（以下、「刊行物７技術」という。）が記載されている。 「第一遊星歯車式変速ユニット２９の効率を９８％とする技術。」 ８　刊行物８ （１）刊行物８に記載された事項 原査定の拒絶の理由に引用され、本願の優先日前に頒布された刊行物である、特開２００３－９７６６９号公報（以下、「刊行物８」という。）には、「トルクスプリット式変速比無限大無段変速機」に関して、図面とともに以下の事項が記載されている。（なお、下線は、理解の一助のために当審が付与したものである。） ８ａ）「【００４２】一般に、無段変速機２の伝達効率は、遊星歯車などの歯車機構に比較して、低いという問題があった。例えば無段変速機２の伝達効率を９２％、減速機４０の伝達効率を９７％、 トルクスプリットモード減速機１３の伝達効率を９８.５％、遊星歯車機構５の伝達効率を９９％とすると、直結モードにおけるユニット入力軸１からユニット出力軸６までの総伝達効率は０.９２×０.９７＝８９.２％となる。・・・」（段落【００４２】） （２）刊行物８技術 上記（１）から、刊行物８には次の技術（以下、「刊行物８技術」という。）が記載されている。 「遊星歯車機構５の伝達効率を９９％とする技術。」 第５　対比・判断 本願発明と引用発明とを対比する。 引用発明における「エンジン軸を中心に回転可能」であることは、その機能、構成及び技術的意義からみて、本願発明における「軸線周りに回転可能」であることに相当し、以下同様に、「含む」ことは「備える」ことに、「ファン４２」は「ファン」に、「圧縮機セクション２４」は「圧縮機セクション」に、「流体連通状態である」ことは、「流体連通する」あるいは「連通する」ことに、「燃焼器５６」は「燃焼器」に、「低圧タービン４６」は「ファン駆動タービン」に、「高圧タービン５４」は「第２のタービン」に、「エンジン静止構造３６」は「エンジンの静止構造」に、「中間タービンフレーム５８」は「中間タービンフレーム」に、「一列に並んで円周方向に離間した流れを方向転換させる複数のベーン６０」は「一列に並んで周方向に配列された複数の空気そらせベーン」に、「低圧タービン４６とファン４２との間にあるギア付きアーキテクチャ４８」は「ファン駆動タービンとファンの間にある減速器を提供するように、」「構成されたギアシステム」に、「ガスタービンエンジン２０」は「ガスタービンエンジン」に、それぞれ相当する。 したがって、両者の一致点、相違点は以下のとおりである。 ［一致点］ 「軸線周りに回転可能な複数のファンブレードを備えるファンと、 圧縮機セクションと、 圧縮機セクションと流体連通する燃焼器と、 燃焼器と連通するファン駆動タービンと、 ファン駆動タービンと連通する第２のタービンと、 ファン駆動タービンと第２のタービンとの間に配置された、エンジンの静止構造の中間タービンフレームであって、一列に並んで周方向に配列された複数の空気そらせベーンとを備えた、中間タービンフレームと、 ファン駆動タービンとファンの間にある減速器を提供するように構成されたギアシステムと、 を備えるガスタービンエンジン。」 ［相違点１］ 本願発明においては、中間タービンフレームが、「中間タービンフレームおよびエンジンハウジング両方へ構造上の支持を提供するストラット」を備え、「ストラットが、ベーン内に入れられた」ものであるのに対して、引用発明においては、複数のベーン６０を備える中間タービンフレーム５８が、ストラットを備えるか不明な点（以下、［相違点１］という。）。 ［相違点２］ 本願発明においては、ギアシステムが、「９８％より高くかつ１００％より低い効率でファン駆動タービンからファンへ動力入力を伝達する」ように構成されるのに対して、引用発明においては、低圧タービン４６とファン４２との間にあるギア付きアーキテクチャ４８の効率について不明な点（以下、［相違点２］という。）。 ［相違点３］ 本願発明においては、「ギアシステムの一部を可撓式に支持するマウントであって、ギアシステムと静止構造との間の少なくとも径方向の動きを吸収するように、エンジンの静止構造から延在するマウント」を備えるのに対して、引用発明においては、マウントを備えるか不明である点（以下、［相違点３］という。）。 ［相違点４］ 本願発明においては、「潤滑剤をギアシステムに供給するように、かつ、熱エネルギーをギアシステムから除去するように、構成された潤滑システム」を備え、「潤滑システムは、ガスタービンエンジンの作動中に、ギアシステム内へのエネルギー入力の２％より小さくかつ０より大きいエネルギーの量を除去する能力を有する」のに対して、引用発明においては、潤滑システムを備えるか不明な点（以下、［相違点４］という。）。 以下、相違点について検討する。 ［相違点１について］ 上記刊行物５技術は、「ＨＰＴ２２とＬＰＴ２４との間に軸方向に配置された、フェアリング５２を備える環状の移行ダクト５０において、中空支柱７０がフェアリング５２を貫通して、中間フレーム６８とエンジンハウジングとを支持するように設けられる技術」であり、上記刊行物６技術は、「ＨＰＴとＬＰＴとの間に軸方向に配置されるＬＰ羽根８０を備える中間フレーム７６において、支柱７８がＬＰ羽根８０を貫通して、中間フレーム７６とエンジンハウジングとを支持するように設けられる技術」であるから、「高圧タービンと低圧タービンとの間に配置されたベーンを備える中間タービンフレームにおいて、ベーンの内部に支柱を貫通するように設けることにより、中間タービンフレームとエンジンハウジングとを支持する」ことは、周知の技術（以下、「周知技術１」という。）である。 そうすると、引用発明に、ガスタービンエンジンの中間タービンフレームの分野における周知技術１を適用して、ベーン６０内にストラットを貫通するように設け、中間タービンフレーム６０およびエンジンハウジング両方への構造上の支持を提供するものとして、上記相違点１に係る本願発明の発明特定事項とすることは、当業者であれば容易になし得たことである。 ［相違点２について］ 刊行物７技術は、「第１遊星歯車式変速ユニット２９の効率を９８％とする技術」であり、刊行物８技術は、「遊星歯車機構５の伝達効率を９９％とする技術」であるから、「遊星歯車機構の伝達効率を９８％ないし９９％程度とすること」は周知の技術（以下、「周知技術２」という。）である。 そして、引用発明におけるギア付きアーキテクチャ４８に関して、上記第４、１、（１）１ｃ）段落［００４９］及び１ｄ）［００５６］における刊行物１の記載においては、プラネタリギアシステム、すなわち遊星歯車機構であることが例示されている。 そうすると、引用発明のギア付きアーキテクチャ４８に、遊星歯車機構に関する技術である周知技術２を適用して、その伝達効率を９８％より高くかつ１００％より低いものとすることにより、上記相違点２に係る本願発明の発明特定事項とすることは当業者であれば容易になし得たことである。 ［相違点３について］ 刊行物２技術は、「ガスタービンエンジンケース構造体の静止構造体３６から延びる可撓性支持部７８によってファン駆動歯車装置６０Ａの遊星キャリア７２を支持することにより、ファン駆動歯車装置６０Ａと静止構造体３６との間に生ずる回転軸に対して垂直方向の変形を吸収する技術」であって、ファン駆動歯車装置６０Ａの一部である遊星キャリア７２を可撓式に支持する可撓性支持部７８を設けて、ファン駆動歯車装置６０Ａと静止構造体３６との間の回転軸に対して垂直方向の変形、すなわち径方向の動きを吸収するものであるから、引用発明に刊行物２技術を適用して、ギア付きアーキテクチャ４８の一部を可撓式に支持するためのエンジン静止構造３６から延びる支持部を設け、ギア付きアーキテクチャ４８とエンジン静止構造３６との間の径方向の動きを吸収するものとして上記相違点３に係る本願発明の発明特定事項とすることは当業者であれば容易になし得ることである。 ［相違点４について］ 刊行物３技術は、「ガスタービンエンジンの軸受、ギアボックスなどを潤滑及び冷却するために、循環オイルシステムを設ける技術」であり、刊行物４技術は、「ターボファンエンジンなどのタービンエンジン用、ならびに一体型駆動発電機などの関連する装置用の潤滑システムにおいて、エンジンの主ベアリング、ギヤボックスのギヤなどを潤滑、冷却、および清浄するために加圧した潤滑剤を供給するとともに、潤滑される装置での機械的エネルギ損失によって加熱された潤滑剤を熱管理する技術」であるから、「ガスタービンエンジンにおいて、軸受、ギアボックスなどを潤滑及び冷却するための潤滑剤を供給する潤滑システムを設けること」は周知の技術（以下、「周知技術３」という。）であって、刊行物４技術においては、「潤滑される装置での機械的エネルギ損失によって加熱された潤滑剤を熱管理する」ことも示されている。 そうすると、引用発明において、ギア付きアーキテクチャ４８の冷却及び潤滑のために周知技術３を適用して、潤滑剤をギア付きアーキテクチャ４８に供給して、潤滑とともに冷却を行うための潤滑システムを設けることには格別の困難性は認められない。 さらに、引用発明におけるギア付きアーキテクチャ４８に関して、上記第４、１、（１）１ｃ）段落［００４９］及び１ｄ）［００５６］における刊行物１の記載においては、プラネタリギアシステム、すなわち遊星歯車機構であることが例示されており、上記周知技術２によると、「遊星歯車機構の伝達効率は９８％ないし９９％程度」であるから、遊星歯車機構に入力されるエネルギーのうちの１ないし２％程度は熱損失となることは当業者にとって明らかである。 そうすると、潤滑システムにより潤滑剤をギア付きアーキテクチャ４８に供給して冷却するにあたり、熱バランスを考慮して熱損失となった遊星歯車機構に入力されるエネルギーのうちの１ないし２％程度を除去することにより、ギア付きアーキテクチャ４８の温度上昇を防止することは、当業者であれば容易になし得ることである。 そして、本願発明は、全体としてみても引用発明、刊行物２技術及び周知技術１ないし３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、刊行物２技術及び周知技術１ないし３から当業者が容易に発明をすることができたものである。 第６　むすび 以上のとおり、本願発明は、引用発明、刊行物２技術及び周知技術１ないし３から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。 したがって、本願のそ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。