2022-011906

特願２０１８－５５１２６「ガスタービン燃焼器及びそれを備えるガスタービン、並びに、ガスタービン燃焼器の燃焼振動抑制方法」拒絶査定不服審判事件〔令和元年１０月３日出願公開、特開２０１９－１６８１４４、請求項の数（１１）〕について、次のとおり審決する。

結 論 原査定を取り消す。 本願の発明は、特許すべきものとする。

理 由 第１ 手続の経緯 本願（特願２０１８－５５１２６号）は、平成３０年３月２２日の出願であって、令和３年１２月１７日付けで拒絶理由通知がされ、令和４年２月１６日に意見書及び手続補正書が提出され、令和４年４月１４日付けで拒絶理由通知がされ、令和４年５月２０日に意見書及び手続補正書が提出されたが、令和４年７月５日付けで拒絶査定（原査定）がされ、これに対し、令和４年８月２日に拒絶査定不服審判の請求がされたものである。 第２ 原査定の概要 原査定（令和４年７月５日付け拒絶査定）の概要は次のとおりである。 本願請求項１及び１１に係る発明は、以下の引用文献１及び２に記載された発明に基いて、本願請求項２に係る発明は、以下の引用文献１及び２に記載された発明並びに引用文献３にて例示される周知の技術に基いて、本願請求項３ないし１０に係る発明は、以下の引用文献１及び２に記載された発明、引用文献３にて例示される周知の技術並びに引用文献４及び５にて例示される周知の技術に基いて、その発明の属する技術の分野における通常の知識を有する者（以下、「当業者」という。）が容易に発明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。 引用文献等一覧 １．特開２０１６－６１５０６号公報 ２．特開２０１２－１４９５４３号公報 ３．特開２０１１－１１１９６４号公報（周知技術を示す文献） ４．特開２０１５－０６８５３８号公報（周知技術を示す文献） ５．国際公開第２０１３／１２８７３９号（周知技術を示す文献） 第３ 本願発明 本願請求項１ないし１１に係る発明（以下、それぞれ「本願発明１」ないし「本願発明１１」という。）は、令和４年５月２０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の請求項１ないし１１に記載された事項により特定される発明であり、本願発明１は以下のとおりの発明である。 「 【請求項１】 １本の円筒状の第１ノズルと、前記第１ノズルを取り囲むように周方向に配置された複数の第２ノズルと、を備えるガスタービン燃焼器であって、 前記円筒状の前記第１ノズルは、該第１ノズルの軸中心を取り囲むように前記周方向に配列されたｎ個（ｎは２以上の整数）の燃料噴射孔から燃料を噴射するように構成され、 前記ｎ個の燃料噴射孔は、前記周方向に隣接する任意の一対の前記燃料噴射孔間の角度差θ［°］が０＜ｎ×θ／３６０＜２となるように配置され、 前記第１ノズルは、１以上の前記燃料噴射孔からの燃料噴射量が他の１以上の前記燃料噴射孔からの燃料噴射量とは異なるように、全ての前記燃料噴射孔から燃料を噴射するように構成された ことを特徴とする、ガスタービン燃焼器。」 第４ 引用文献、引用発明等 １．引用文献１について 原査定の拒絶の理由に引用された上記引用文献１には、次の事項が記載されている（下線は当審において付した。以下同様。）。 「【００２６】 図１に示すように、一実施形態に係るガスタービン１は、酸化剤としての圧縮空気を生成するための圧縮機２と、圧縮空気及び燃料を用いて燃焼ガスを発生させるための燃焼器４と、燃焼ガスによって回転駆動されるように構成されたタービン６と、を備える。発電用のガスタービン１の場合、タービン６には不図示の発電機が連結され、タービン６の回転エネルギーによって発電が行われるようになっている。 【００２７】 ガスタービン１における各部位の具体的な構成例について説明する。 圧縮機２は、圧縮機車室１０と、圧縮機車室１０の入口側に設けられ、空気を取り込むための空気取入口１２と、圧縮機車室１０及び後述するタービン車室２２を共に貫通するように設けられたロータ８と、圧縮機車室１０内に配置された各種の翼と、を備える。各種の翼は、空気取入口１２側に設けられた入口案内翼１４と、圧縮機車室１０側に固定された複数の静翼１６と、静翼１６に対して交互に配列されるようにロータ８に植設された複数の動翼１８と、を含む。なお、圧縮機２は、不図示の抽気室等の他の構成要素を備えていてもよい。このような圧縮機２において、空気取入口１２から取り込まれた空気は、複数の静翼１６及び複数の動翼１８を通過して圧縮されることで高温高圧の圧縮空気となる。そして、高温高圧の圧縮空気は圧縮機２から後段の燃焼器４に送られる。 【００２８】 燃焼器４は、ケーシング２０内に配置される。図１に示すように、燃焼器４は、ケーシング２０内にロータ８を中心として環状に複数配置されていてもよい。燃焼器４には燃料と圧縮機２で生成された圧縮空気とが供給され、燃料を燃焼させることによって、タービン６の作動流体である燃焼ガスを発生させる。そして、燃焼ガスは燃焼器４から後段のタービン６に送られる。なお、燃焼器４の詳細な構成例については後述する。」 「【００３０】 次に、図２及び図３を参照して、一実施形態に係る燃焼器４の詳細な構成について説明する。なお、図２は、一実施形態に係る燃焼器４を示す断面図である。図３は、一実施形態に係る燃焼器４の要部を示す断面図である。 【００３１】 図２及び図３に示すように、一実施形態に係る燃焼器４は、ロータ８を中心として環状に複数配置されている（図１参照）。各燃焼器４は、ケーシング２０により画定される燃焼器車室４０に設けられた燃焼器ライナ４６と、燃焼器ライナ４６内にそれぞれ配置されたパイロット燃焼バーナ５０及び複数のメイン燃焼バーナ（予混合燃焼バーナ）６０と、を含む。なお、燃焼器４は、燃焼ガスをバイパスさせるためのバイパス管（不図示）等の他の構成要素を備えていてもよい。 【００３２】 例えば、燃焼器ライナ４６は、パイロット燃焼バーナ５０及び複数のメイン燃焼バーナ６０の周囲に配置される内筒４６ａと、内筒４６ａの先端部に連結された尾筒４６ｂと、を有している。 パイロット燃焼バーナ５０は、燃焼器ライナ４６の中心軸に沿って配置されている。そして、パイロット燃焼バーナ５０を囲むように、複数のメイン燃焼バーナ６０が互いに離間して配列されている。 パイロット燃焼バーナ５０は、燃料ポート５２に連結されたパイロットノズル（ノズル）５４と、パイロットノズル５４を囲むように配置されたパイロットバーナ筒５６と、パイロットノズル５４の外周に設けられたスワラ５８と、を有している。なお、パイロット燃焼バーナ５０の具体的な構成については後述する。 メイン燃焼バーナ６０は、燃料ポート６２に連結されたメインノズル（ノズル）６４と、メインノズル６４を囲むように配置されたメインバーナ筒６６と、メインノズル６４の外周に設けられたスワラ６８と、を有している。 【００３３】 上記構成を有する燃焼器４において、圧縮機２で生成された高温高圧の圧縮空気は車室入口４２から燃焼器車室４０内に供給され、さらに燃焼器車室４０からメインバーナ筒６６内に流入する。そして、この圧縮空気と、燃料ポート６２から供給された燃料とがメインバーナ筒６６内で予混合される。この際、予混合気はスワラ６８により主として旋回流を形成し、燃焼器ライナ４６に流れ込む。また、圧縮空気と、燃料ポート５２を介してパイロット燃焼バーナ５０から噴射された燃料とが燃焼器ライナ４６で混合され、図示しない種火により着火されて燃焼し、燃焼ガスが発生する。このとき、燃焼ガスの一部が火炎を伴って周囲に拡散することで、各メイン燃焼バーナ６０から燃焼器ライナ４６内に流れ込んだ予混合気に着火されて燃焼する。すなわち、パイロット燃焼バーナ５０から噴射されたパイロット燃料によるパイロット火炎によって、メイン燃焼バーナ６０からの予混合気（予混合燃料）の安定燃焼を行うための保炎を行うことができる。」 「【００３４】 以下、本実施形態に係る燃焼バーナの構成について、一例として上述したパイロット燃焼バーナ５０を用いて詳細に説明する。 なお、本実施形態に係る燃焼バーナは、パイロット燃焼バーナ５０に限定されるものではなく、ノズルの周囲の軸方向流路にスワラ（スワラベーン）が設けられた燃焼バーナであればどのタイプの燃焼バーナに対しても適用可能である。例えば、燃焼バーナは、ガスタービン１の燃焼器４に設けられるメイン燃焼バーナ６０であってもよいし、ガスタービン１以外の機器に設けられる燃焼バーナであってもよい。 【００３５】 一実施形態に係る燃焼バーナ（パイロット燃焼バーナ）５０の概略的な基本構成を図４及び図５に示す。ここで、図４は幾つかの実施形態に係る燃焼バーナ５０の概略的な基本構成を示す断面図である。なお、同図はノズル５４の軸方向に沿った断面図である。図４では、理解を容易にするために、ノズル５４の下方に位置するスワラ５８はノズル軸方向に沿った断面を示すが、ノズル５４の上方に位置するスワラベーン７０はその側面図を示している。図５は図４に示される燃焼バーナのＸ－Ｘ線断面図である。 一実施形態に係る燃焼バーナ５０は、ノズル（燃料ノズル）５４と、パイロットバーナ筒５６と、スワラ５８と、仕切り板１００と、を備えている。 【００３６】 ノズル５４は、例えば上述したように燃料ポート５２（図２及び図３参照）に連結され、燃料ポート５２から燃料が供給される。なお、燃料は、気体であっても液体であってもよく、その種類も特に限定されない。また、パイロットノズル５４には、例えば燃料ガス及び燃料油のように、２種類以上の燃料が供給されてもよい。 【００３７】 パイロットバーナ筒５６は、ノズル５４に対して同心状に、且つノズル５４の少なくとも先端側を囲むように配置されている。すなわち、パイロットバーナ筒５６の軸はノズル５４の軸と略一致し、且つパイロットバーナ筒５６の径はノズル５４の径よりも大きい。パイロットバーナ筒５６は、ノズル５４の周囲の上流側領域においては壁面がノズル５４の軸方向に沿った円筒状に形成され、火炎面側に位置する下流側領域においては壁面が端部に向けて拡径する円錐台形状に形成されてもよい。なお、本実施形態において、上流側とは、空気又は燃料の流れる向きにおける上流側をいい、下流側とは、空気又は燃料の流れる向きにおける下流側をいう。 ノズル５４の外周面とパイロットバーナ筒５６の内周面との間には、ノズル５４の周囲において該ノズル５４の軸方向に沿って延在する環状の空気流路９０が形成されている。この空気流路９０には、その上流側（図４において左側）から下流側（図４において右側）に向かって、空気が流通する。空気は圧縮空気であってもよい。また、空気流路９０に供給される空気は、燃料を含まない空気であってもよい。 【００３８】 スワラ５８は、空気流路９０を流通する気体を旋回させるように構成され、少なくとも一枚のスワラベーン７０を備える。なお、図４及び図５に例示したスワラ５８は、ノズル５４を中心として放射状に配列された８枚のスワラベーン７０を有している。 【００３９】 スワラベーン７０は、ノズル５４の周囲においてノズル５４の軸方向に沿って延在する空気流路９０に設けられ、空気流路９０を流通する気体に旋回力を付与するように構成されている。スワラベーン７０は、平面視において翼型形状を有する流線形であってもよい。 また、スワラベーン７０は、ノズル５４側に位置する翼根部７１と、翼根部７１よりも外周側に位置する翼本体部７２と、を有している。具体的に、翼根部７１はスワラベーン７０の外周面に立設しており、翼根部７１によって翼本体部７２がノズル５４に連結される。また、翼根部７１は、ノズル５４の軸方向における長さが翼本体部７２より短い。 さらに、図９に示すように、スワラベーン７０は、圧力面である腹面７３と、負圧面である背面７４と、気体の流通方向（ノズル５４の軸方向）における上流側の端部である前縁７５と、下流側の端部である後縁７６と、を有している。なお、図９については後に詳述するが、同図は一実施形態におけるスワラベーン７０Ａ及び仕切り板１００Ａの分解斜視図である。」 「【００４０】 図４及び図５に戻り、スワラベーン７０には、少なくとも一つの燃料噴射孔７８が形成されている。本実施形態では一例として、スワラベーン７０の腹面７３に１個の燃料噴射孔７８が形成された構成を示している。他の構成として、スワラベーン７０の腹面７３又は背面７４（図９参照）に複数の燃料噴射孔７８が形成されていてもよい。燃料と空気の予混合を促進する目的から、少なくとも一つの燃料噴射孔７８はスワラベーン７０の上流側領域に設けられていてもよい。 【００４１】 ノズル５４及びスワラベーン７０の内部には、それぞれ、燃料ポート５２（図２及び図３参照）から供給された燃料を流通させるための燃料流路が設けられている。 一構成例において、燃料流路は、予混合燃焼用燃料流路８０と、拡散燃焼用燃料流路８５（図５及び図６参照）と、スワラ内燃料流路７９と、を含む。 【００４２】 予混合燃焼用燃料流路８０は、ノズル５４の内部に設けられており、ノズル５４の軸方向に沿った上流側流路８１及び下流側流路８２と、上流側流路８１及び下流側流路８２の間に設けられたキャビティ８３と、を有している。下流側流路８２は、スワラ内燃料流路７９に連通している。 スワラ内燃料流路７９は、スワラベーン７０の内部（例えば翼根部７１の内部）に設けられており、スワラベーン７０の燃料噴射孔７８に連通している。 予混合燃焼用燃料流路８０に供給された燃料は、上流側流路８１、キャビティ８３、下流側流路８２を順に通って、スワラベーン７０の燃料噴射孔７８から空気流路９０に噴射される。そして、燃料噴射孔７８から噴射された燃料は、空気流路９０を流れる空気と混合されて予混合気（燃料ガス）となり、燃焼空間に送られて燃焼する。なお、燃焼空間とは、ノズル５４の後流側の領域であって、パイロットバーナ筒５６で囲まれた空間を含む。」 「【００４４】 図４及び図５に戻り、仕切り板１００は、ノズル５４を囲むように環状に形成されている。例えば、仕切り板１００は、複数の部材を溶接等によって接合することにより環状に形成されてもよいし、一つの部材によって環状に形成されてもよい。 また、仕切り板１００は、ノズル５４の半径方向において空気流路９０のうち少なくともスワラベーン７０の下流側の領域を仕切り、空気流路９０のうち少なくとも前記領域を、ノズル５４の外周面に面する内側流路９２と該内側流路９２に対して半径方向の外側に位置する外側流路９１とに分割するように構成されている。 【００４５】 外側流路９１には、スワラベーン７０に形成された燃料噴射孔７８が位置している。さらに、仕切り板１００の上流側端部１０１は、ノズル５４の軸方向において、燃料噴射孔７８よりも上流側に位置している。 一実施形態においては、図４に示すように、内側流路９２内には燃料噴射孔が存在しない。すなわち、内側流路９２内には、ノズル５４内の外周面にもスワラベーン７０にも燃料噴射孔は設けられていない。また、一実施形態においては、空気流路９０に供給される空気は、燃料を含まない空気である。 【００４６】 図４に示す例では、仕切り板１００は、スワラベーン７０の上流側から下流側までの全ての領域を仕切るように構成されている。 あるいは、仕切り板１００の上流側端部１０１が、スワラベーン７０の前縁７５（図９参照）よりも下流側に位置してもよい。この場合も、仕切り板１００の上流側端部１０１は、ノズル５４の軸方向において、燃料噴射孔７８よりも上流側に位置するものとする。 【００４７】 上記実施形態によれば、仕切り板１００によって空気流路９０のうち少なくとも下流側の領域を内側流路９２と外側流路９１とに仕切り、内側流路９２を流れる空気によってノズル５４の外周面を覆うフィルム空気層を形成している。さらに、外側流路９１内に形成された燃料噴射孔７８が仕切り板１００よりも上流側に位置するように構成したので、燃料噴射孔７８から噴射された燃料が内側流路９２におけるフィルム空気層へ混入することを防止でき、フラッシュバックの発生を効果的に抑制できる。」 「 ［図：0001397048000001.jpg］ 」（【図２】） 「 ［図：0001397048000002.jpg］ 」（【図３】） 「 ［図：0001397048000003.jpg］ 」（【図４】） 「 ［図：0001397048000004.jpg］ 」（【図５】） したがって、上記引用文献１には以下の発明（以下、「引用発明」という。）が記載されていると認められる。 「 １本の円筒状のパイロットノズル５４と、前記パイロットノズル５４を囲むように互いに離間して配列されている複数のメインノズル６４と、を備える燃焼器４であって、 前記円筒状の前記パイロットノズル５４は、該パイロットノズル５４を中心として放射状に配列された８枚のスワラベーン７０にそれぞれ１個形成されている８個の燃料噴射孔７８から燃料を噴射するように構成され、 前記パイロットノズル５４は、全ての前記燃料噴射孔７８から燃料を噴射するように構成された、燃焼器４。」 ２．引用文献２について 原査定の拒絶の理由に引用された上記引用文献２には、次の事項が記載されている。 「【００２８】 ガスタービン燃焼器１は、図１に示すように、外筒２と、外筒２の内部に設けられている内筒３と、内筒３の下流側に接続されている尾筒５と、内筒３の軸中心位置に配置されているパイロットノズル４と、内筒３内に等中心角度間隔でパイロットノズル４の周囲に設けられている複数（例えば、８個）のメインノズルＭと、外筒２の内壁面の周方向に沿って設けられている複数（例えば、１６個）のトップハットノズルＴとを備えている。」 「【００３０】 パイロットノズル４は、予混合気中に燃料を供給してパイロット火炎（拡散火炎）を生成するものである。パイロットノズル４は、内筒３の軸中心位置に１本配置されている。パイロットノズル４は、その下流側の先端部にパイロットノズル用噴射孔（図示せず）が形成されており、先端部近傍の外周であってパイロットノズル用噴射孔の上流側にパイロットスワールベーン（図示せず）を有している。 【００３１】 メインノズルＭは、内筒３内の燃焼用空気流中に燃料を供給して予混合気を形成する。メインノズルＭは、パイロットノズル４の周囲に例えば８本が等中心角度間隔に配置されている。メインノズルＭは、その下流側の先端部にメインノズル用噴射孔（図示せず）が形成されており、先端部近傍の外周であってメインノズル用噴射孔の上流側にメインスワールベーン（図示せず）を有している。メインノズル用噴射孔は、パイロットノズル用噴射孔よりも空気流入部１２から内筒３内に導かれた予混合気の上流側に設けられている。 【００３２】 ８本の各メインノズルＭには、図２の左上方から時計回りにＭ１～Ｍ８と符号を付す。これらの８本の各メインノズルＭは、部分負荷割合に応じて、メインノズルＭのうち白抜きの円印で示したＭ４～Ｍ８の５本のメインノズルＭと、塗潰した円印で示したＭ１～Ｍ３の３本のメインノズルＭとの２つ（複数）のメインノズル用グループＭ－Ａ、Ｍ－Ｂに分割されている。このように２つのメインノズル用グループＭ－Ａ、Ｍ－Ｂに各メインノズルＭを分割することによって、ガスタービンの低負荷運転の際には、メインノズルＭ４～Ｍ８の５本のみで燃焼を行い、それよりも高負荷運転の際には、メインノズルＭ１～Ｍ８の８本全部で燃焼を行うフューエルステージングを行う。 【００３３】 ２つのメインノズル用グループＭ－Ａ、Ｍ－Ｂに分割された各メインノズルＭから噴射される燃料噴射量は、ガスタービンの定格負荷運転の際にメインノズル用グループＭ－Ａとメインノズル用グループＭ－Ｂとでは異なっている。」 「 ［図：0001397048000005.jpg］ 」（【図１】） 「 ［図：0001397048000006.jpg］ 」（【図２】） したがって、上記引用文献２には、以下の技術的事項（以下、「引用文献２に記載された技術的事項」という。）が記載されていると認められる。 「 １本のパイロットノズル４と、前記パイロットノズル４をの周囲に等中心角度間隔に配置されている複数のメインノズルＭと、を備えるガスタービン燃焼器１であって、 前記パイロットノズル４は、該パイロットノズル４の下流側の先端部に形成されているパイロットノズル用噴射孔から燃料を噴射するように構成された、 ガスタービン燃焼器１。」 第５ 対比・判断 １．本願発明１について （１）対比 本願発明１と引用発明とを対比する。 ア 引用発明における「円筒状のパイロットノズル５４」は、本願発明１における「円筒状の第１ノズル」に相当する。 また、引用発明における「囲むように互いに離間して配列されている」ことは、本願発明１における「取り囲むように周方向に配置された」ことに相当する。そして、引用発明における「パイロットノズル５４を囲むように互いに離間して配列されている複数のメインノズル６４」は、本願発明１における「第１ノズルを取り囲むように周方向に配置された複数の第２ノズル」に相当する。 さらに、引用発明における「燃焼器４」は、本願発明１における「ガスタービン燃焼器」に相当する。 イ 引用発明における「パイロットノズル５４を中心として放射状に配列された８枚のスワラベーン７０にそれぞれ１個形成されている」ことは、本願発明１における「第１ノズルの軸中心を取り囲むように周方向に配列された」ことに相当する。また、引用発明における「８個」は、本願発明１における「ｎ個（ｎは２以上の整数）」に相当する。 そうすると、引用発明における「パイロットノズル５４を中心として放射状に配列された８枚のスワラベーン７０にそれぞれ１個形成されている８個の燃料噴射孔７８」は、本願発明１における「第１ノズルの軸中心を取り囲むように前記周方向に配列されたｎ個（ｎは２以上の整数）の燃料噴射孔」に相当する。 ウ 引用発明における「パイロットノズル５４は、全ての燃料噴射孔７８から燃料を噴射するように構成された」ことは、本願発明１における「第１ノズルは、１以上の前記燃料噴射孔からの燃料噴射量が他の１以上の前記燃料噴射孔からの燃料噴射量とは異なるように、全ての燃料噴射孔から燃料を噴射するように構成された」ことと、「第１ノズルは、全ての燃料噴射孔から燃料を噴射するように構成された」ことという限りにおいて一致する。 したがって、本願発明１と引用発明との間には、次の一致点、相違点があるといえる。 （一致点） 「 １本の円筒状の第１ノズルと、前記第１ノズルを取り囲むように周方向に配置された複数の第２ノズルと、を備えるガスタービン燃焼器であって、 前記円筒状の前記第１ノズルは、該第１ノズルの軸中心を取り囲むように前記周方向に配列されたｎ個（ｎは２以上の整数）の燃料噴射孔から燃料を噴射するように構成され、 前記第１ノズルは、全ての前記燃料噴射孔から燃料を噴射するように構成された、ガスタービン燃焼器。」 （相違点） 「第１ノズル」の軸中心を取り囲むように周方向に配列された「燃料噴射孔」について、本願発明１は、「ｎ個の燃料噴射孔は、周方向に隣接する任意の一対の燃料噴射孔間の角度差θ［°］が０＜ｎ×θ／３６０＜２となるように配置され」、「１以上の燃料噴射孔からの燃料噴射量が他の１以上の燃料噴射孔からの燃料噴射量とは異なるように」、全ての燃料噴射孔から燃料を噴射するように構成されたものであるのに対し、引用発明は、全ての燃料噴射孔７８（燃料噴射孔）から燃料を噴射するように構成されたものではあるものの、燃料噴射孔７８（燃料噴射孔）の配置について本願発明１のような特定がなく、また、本願発明１のように「１以上の燃料噴射孔からの燃料噴射量が他の１以上の燃料噴射孔からの燃料噴射量とは異なるように」噴射するとの特定はない点。 （２）相違点についての判断 上記相違点について検討する。 引用文献２に記載された技術的事項は、「第４ 引用文献、引用発明等」の「２．引用文献２について」に記載のとおりである。 しかしながら、引用文献２に記載された技術的事項は、相違点に係る本願発明１の発明特定事項のように、「第１ノズル」について、「第１ノズル」の軸中心を取り囲むように周方向に配列された「燃料噴射孔」が「ｎ個の燃料噴射孔は、周方向に隣接する任意の一対の燃料噴射孔間の角度差θ［°］が０＜ｎ×θ／３６０＜２となるように配置され」、「第１ノズル」が「１以上の燃料噴射孔からの燃料噴射量が他の１以上の燃料噴射孔からの燃料噴射量とは異なるように」、全ての燃料噴射孔から燃料を噴射するように構成されたものではないことから、当業者といえども、引用発明及び引用文献２に記載された技術的事項から、相違点に係る本願発明１の発明特定事項に容易に想到することはできない。 原査定の拒絶の理由に引用された上記引用文献３は、本願発明２において新たに特定された発明特定事項に対して周知技術を示す文献として引用され、同引用文献４及び５は、本願発明３において新たに特定された発明特定事項に対して周知技術を示す文献として引用されたものであるが、いずれも相違点に係る本願発明１の発明特定事項を開示するものではない。 （３）まとめ したがって、本願発明１は、当業者であっても、引用発明並びに引用文献２ないし５に記載された技術的事項に基づいて容易に発明できたものとはいえない。 ２．本願発明２ないし１０について 本願発明２ないし１０も、本願発明１と同一の発明特定事項を備えるものであるから、本願発明１と同じ理由により、当業者であっても、引用発明及び引用文献２ないし５に記載された技術的事項に基づいて容易に発明できたものとはいえない。 ３．本願発明１１について 本願発明１１は、本願発明１のガスタービン燃焼器の燃焼振動抑制方法の発明であり、本願発明１の「第１ノズル」及び「第２ノズル」に対応する発明特定事項を備えるものであるから、本願発明１と同様の理由により、当業者であっても、引用発明及び引用文献２ないし５に記載された技術的事項に基づいて容易に発明できたものとはいえない。 第６ むすび 以上のとおり、本願発明１ないし１１は、当業者が引用発明及び引用文献２ないし５に記載された技術的事項に基づいて容易に発明をすることができたものではない。したがって、原査定の理由によっては、本願を拒絶することはできない。 また、他に本願を拒絶すべき理由を発見しない。 よって、結論のとおり審決する。