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審決分類 審判 査定不服 2項進歩性 特許、登録しない(前置又は当審拒絶理由) F01D
管理番号 1305953
審判番号 不服2014-13292  
総通号数 191 
発行国 日本国特許庁(JP) 
公報種別 特許審決公報 
発行日 2015-11-27 
種別 拒絶査定不服の審決 
審判請求日 2014-07-09 
確定日 2015-09-24 
事件の表示 特願2011- 66981「ガスタービン冷却構造」拒絶査定不服審判事件〔平成24年10月22日出願公開、特開2012-202280〕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23年3月25日の出願であって、平成26年2月17日付けで拒絶理由が通知され、同年4月9日に意見書及び手続補正書が提出されたが、同年4月24日付けで拒絶査定がされ、同年7月9日に拒絶査定不服審判の請求がされるとともに同時に手続補正書が提出され、その後、当審において平成27年4月6日付けで拒絶理由(以下、「当審拒絶理由」という。)が通知され、同年6月5日に意見書及び手続補正書が提出されたものである。

第2 本願発明
本願の特許請求の範囲の請求項1ないし4に係る発明は、平成27年6月5日に提出された手続補正書により補正された明細書及び特許請求の範囲並びに願書に最初に添付された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4に記載された事項により特定されるとおりのものであると認められるところ、特許請求の範囲の請求項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】
ガスタービンのエンドウォールに前記エンドウォールの燃焼ガスに曝される壁面にフィルム空気を沿わせて流す孔を備えるガスタービン冷却構造において、
燃焼ガスの主流の流れ方向における前記孔の少なくとも上流側の前記壁面になめらかな曲面を有する凹部を形成し、
前記凹部の燃焼ガスの主流の流れ方向の寸法Lと、前記凹部の深さDの比「D/L」を0.25以下とし、
前記孔の入口の面積A_(in)と前記孔の出口の面積A_(eｘiｔ)の比「A_(eｘiｔ)/A_(in)」を4.0以上とする
ことを特徴とするガスタービン冷却構造。」

第3 引用文献の記載等
1 引用文献の記載
当審拒絶理由で引用された、本願の出願前に外国において、頒布された刊行物である独国特許出願公開第10244199号明細書(以下、「引用文献」という。)には、「Einbringung eines Sekundarfluids in eine transsonische Primarstromung」(当審注:ウムラウト等の綴り字記号は省略した。)に関して、図面とともに概ね次の記載(当審注:引用文献の記載の摘記の際に、ウムラウト等の綴り字記号は省略した。以下、「記載1a」という。)がある。

1a 「KURZE ERLAUTERUNG DER FIGUREN
[0023] Die Erfindung soll nachfolgend anhand von Ausfuhrungsbeispielen im Zusammenhang mit den Zeichnungen naher erlautert werden. Es zeigen:
[0024] Fig.1 einen Schnitt in Stromungsrichtungdurch eine von einem transsonischen Heissgas uberstromte Oberflache mit einer Kuhlluftbohrung;
[0025] Fig.2 a) ein transsonisch angestromtes Flugzeugohne Verjungung; b) ein transsonisch angestromtes Flugzeug mit Verjungung; c) denWiderstand als Funktion der Machzahl ; und
[0026] Fig3 a) einen Schnitt in Stromungsrichtunggemass Fig.1 mit einer Kuhlluftbohrung in einer konkavenAussparung; b) einen Schnitt gemass Fig.3a) aber senkrecht zur Stromungsrichtungdes Heissgases; c) eine Ansicht von oben auf eine Bohrung mit Vertiefung.
WEGE ZUR AUSFUHRUNG DER ERFINDUNG
[0027] Fig.1 zeigt einen Schnitt durch ein Turbinenblatt 1 senkrecht zur Ebene respektive Oberflache 15 des Turbinenblattes1und parallel zur Stromungsrichtung einer Heissluftstromung 4(Primarstromung) nach dem Stand der Technik. Der Schnitt fuhrt dabeidurch eine Kuhlluftbohrung 3, durch welche Kuhlluft 5 in den Heissluftstrom4 eingeblasen wird. Die Kuhlluft 5 dient dazu, den stromab derKuhlluftbohrung 3 angeordneten Bereich mit einem Kuhlluftfilm 7 zu beaufschlagen.
[0028] Handelt es sich bei der Heissluftstromung 4 um eine transsonischeStromung, das heisst liegt eine Machzahl M von zwischen 0,8 bis 1,2 vor, so bildetsich bei der Kuhlluftbohrung 3 ein Bereich der Stosswellen6aus.Die Reduktion des dem Heissluftstrom 4 zur Verfugung stehenden Querschnittsdurch die Einleitung von Kuhlluft 5 fuhrt zu dieser Ausbildung von Stosswellen 6.
[0029] Zur Illustration des erfindungsgemassen Prinzips dient Fig.2. Flugzeuge, die transsonische Fluggeschwindigkeiten erreichen, weisen im Bereichdes Flugelansatzes eine kontinuierliche Verjungung auf, wodurch ein glatter Ubergangin Stromrichtung der Querschnittsflache erreicht wird, und der maximale Querschnitt,den die Stromung sieht, reduziert wird. Fur die auf Grund der endlichen Dicke der Tragflachen beschleunigte Stromung am Tragflachenansatz wird durch diese Verjungungein zusatzlicher Raum zur Verfugung gestellt. Durch diese Massnahme lasst sich der Widerstand des Flugzeuges bei schallnaher Geschwindigkeit um bis zu 75% reduzieren.Die Idee geht auf R. Whitcomb zuruck (siehe beispielsweise J. D. Anderson, "Moderncompressible flow", Mc Graw Hill, 2nd Edition, 19990, USA. Fig.2a zeigt schematisch ein Flugzeug 9 mit Tragflugeln 10, welches imschallnahen Bereich fliegt. Die Anstromung 8, wird z. B. bei bereits leichtoberhalb von Mach 0.8 durch das Flugzeug infolge der Verdrangung durch den Rumpf an der Rumpfoberflache auf Schallgeschwindigkeit beschleunigt. Im Tragflugelbereichwird die Geschwindigkeit der Stromung noch weiter erhoht, wodurch der Widerstandebenfalls steil ansteigend zunimmt. Dieses Verhalten ist in der Grafik gemass Fig.2c) dargestellt, wo durch die Kurve a der Widerstand W eines Flugzeugsohne Verjungung im Tragflugelbereich dargestellt ist. Oberhalb eines kritischenWerts der Machzahl (Mkrit, typischerweise 0.8) nimmt der Widerstand plotzlichmassiv zu. Fig.2b) zeigt nun ein Flugzeug, bei welchem Verjungungen 11 im Bereich der Tragfluge l 10 vorhanden sind. Betrachtet manden Widerstand als Funktion der Machzahl fur eine derartige Konstruktion, so ergibtsich das Verhalten gemass Kurve b in Fig.2c). Die Verjungung 11 fuhrt zu einer starken Reduktion R des Widerstands oberhalb des kritischenWerts der Machzahl Mkrit. Dieses Verhalten ist unter dem Begriff der Flachenregel bekannt.
[0030] Dieses Prinzip, welches bisher im Zusammenhang mit der Einbringungeines Sekundarfluids in einer Primarstromung insbesondere im Zusammenhang mit derKuhlung von Turbinenbestandteilen noch nicht verwendet worden ist, soll erfindungsgemasswie folgt Anwendung finden. Fig.3a) zeigt einen Schnitt senkrecht zur Oberflache 15 eines Turbinenblattes1in einer Gasturbine. DieOberflache 15 wird dabei von einem Heissluftstrom 4 uberstrichen,wobei der Heissluftstrom im transsonischen Bereich stromt. Die Kuhlluft5zur Ausbildung des Kuhlluftfilms 7 wird hier nicht mehr direktan der Oberflache 15 eingeblasen wie in1dargestellt. Der Kuhlluftkana l3 mundet nicht direkt an der Oberflache 15 in den Heissluftstrom 4, sondern mundet in der Oberflache 15 in eine Vertiefung 16. Die Bohrung 3 erweitert sichdabeibereits kurz vor der Mundung in die Vertiefung 16 in einer Aufweitung 12(Diffusor). Diese Aufweitung verbessert die Einleitung der Kuhlluft 5 in den Heissluftstrom 4. Der Kuhlluftkanal 3 liegtim wesentlichen in einer Ebene, welche senkrecht zur Oberflache 15 durchdie Stromungsrichtung des Heissluftstroms 4 aufgespannt wird. Der Kuhlluftkanal 3 ist mit einem Winkel α zur Ebene der Oberflache 15 angewinkelt.Dieser Winkel kann im Bereich von nahe 0 bis 90 Grad liegen, typischerweise sind Winkel von zwischen 30 bis 60 Grad sinnvoll, wobei die Einstromung der Kuhlluftum so flacher erfolgen sollte, je hoher die Geschwindigkeit des Heissluftstromesist. So werden unnotige asymmetrische seitliche und orthogonale Komponenten der Kuhlluft 5 vermieden.Fig.3b) zeigt einen Schnitt senkrechtzur Stromungsrichtung des transsonischen Heissgases 4. Die Kreise mit einem Punkt bedeuten dabei eine Stromungsrichtung aus der Papierebene hinaus auf den Betrachterzu.Fig.3c) zeigt eine Aufsicht auf eine derartige Vorrichtung zur Einbringung von Kuhlluft5in einen Heissluftstrom 4.
[0031] Die Vertiefung ist in diesem Falle sowohl in longitudinaler Richtungder Heissgasstromung 4 als halbkreisformige, konische Vertiefung 13 ausgebildet, als auch in der transversalen Richtung senkrecht zur Heissgasstromung 4, wie dies durch das Bezugszeichen 14 angedeutet wird. Die Vertiefungweist, wie in Fig.3c) sichtbar, eine elliptische, in Stromungsrichtungverlangerte Form auf, sie kann aber auch eine andere, z.B. kreisrunde Form annehmen.Die Kuhlluftbohrung 3 kann im Zentrum und/oder an der tiefsten Stelle derVertiefung 16 angeordnet sein, sie kann aber auch z. B. etwas stromaufversetzt angeordnet sein. Die Vertiefung muss nicht halbkreisformig konkav ausgebildetsein, sondern kann spezielle konkave Kontoren annehmen, je nach den stromungsmassigen Erfordernissen.
[0032] Im Bereich der Filmkuhlung von Laufschaufeln weisen die Kuhlluftbohrungen 3 typischerweise einen Durchmesser von ca. 0.8 Millimeter auf. Der austrittseitige Durchmesser der Aufweitung 12 ist dabei typischerweise 2 bis 8 -mal grosserals dieser Durchmesser der Bohrung 3. Der Aussen-Durchmesser der Vertiefung 16 ist nochmals 2 bis 8 -mal grosser als der austrittseitige Durchmesserder Aufweitung 12.
[0033] Typischerweise weist die Vertiefung eine Tiefe T auf, sodass der dadurchan der weitesten Stelle zusatzlich zur Verfugung stehende Stromungsquerschnitt 0,1bis10mal, bevorzugt 0,1 bis 1 mal dem Stromungsquerschnittentspricht, welcher ohne Vertiefung vorliegt.
[0034] Fur die Anwendung der Erfindung ist der Stromungsquerschnitt, dendie Kuhlluft 5 auf Austritt uberstreicht aus der Massenbilanz zu bestimmen.Der Stromungsquerschnitt ist der massgebliche Parameter fur die vorzunehmenden Geometrieanderungen.Anschliessend wird durch mehrere Massnahmen die Verkleinerung des Stromungsquerschnittsfur die Heissgasstromung 4 kontinuierlich in Stromrichtung erreicht. AbrupteAnderungen sind zu vermeiden. Die Massnahmen beinhalten:
1. Longitudinale Mulde in der Aussenhaut der Schaufel (3a)
2. Transversale Mulde in der Aussenhaut der Stromung (3b)
3. Anstellung der Kuhlluftbohrung in radialer Richtung (3a),Winkel α)
[0035] Bei diesen Massnahmen handelt es sich um lokale Massnahmen, die inder Umgebung der Kuhlluftbohrung 3 durchgefuhrt werden konnen. Dies kannbeispielsweise durch Modifikation der Gussform geschehen. Fernab, stromab vom Loch 3, kann durch geringfugiges Zurucknehmen der Schaufelkontur der Widerstandreduziert werden. Jeweils massgeblich ist der lokale Stromungsquerschnitt, den dieKuhlluft 5 einnimmt. Die Geometriemodifikationen1.-3.konnen mit Diffusorformen 12 geeignet kombiniert werden.
Bezugszeichenliste
1 Turbinenblatt
2 Horhlraum
3 Kuhlluftbohrung
4 Heissluftstromung(Primarstromung)
5 Kuhllufstromung(Sekundarstromung)
・・・(略)・・・
15 Oberflache von 1
16 Vertiefung
・・・(略)・・・
T Tiefe der Vertiefung 16」(第4ページ左欄第26行ないし第5ページ右欄下から5行)
(当審訳:図に関する説明
【0023】この発明は、図との関連で実施例に基づき詳細に説明される。
【0024】図1は、冷却空気穿孔を伴う遷音速の高温ガスが溢出する表面を貫く流動方向を示す断面図である。
【0025】図2は、a)テーパーを伴わない遷音速に流される航空機を示し、b)テーパーを伴う遷音速に流される航空機を示し、c)抵抗をマッハの機能として示す。
【0026】図3は、a)凹面のノッチにおける冷却空気穿孔を伴う図1に準拠した流動方向を示す断面図であり、b)図3a)に準拠した高圧ガスの流動方向に対して垂直な断面図であり、c)溝を伴う穿孔を上から見た図である。
発明の実施法
【0027】図1は、技術の現状に準拠して、タービンブレード1の表面15へ垂直になるようなタービンブレード1による断面図、及び熱風流動3(第一流動)方向に平行な断面図を示す。その際に断面図は、冷却空気穿孔3によって分けられる。この冷却空気穿孔3によって、冷却空気5は熱風流動4へと吹き入れられる。冷却空気5は、冷却空気層7によって冷却空気穿孔3の流れを下って配置される範囲に衝撃を与える。
【0028】熱風流動4において、遷音速流動が問題である。即ち、マッハ数Mは0.8から1.2の間の値である。その結果、冷却空気穿孔3において衝撃波の範囲6が形成される。空気冷却5の放流によって熱風流動4が可能になる横断面の減少は、衝撃波6を形成する。
【0029】図2は、発明に準拠した原理を解釈するために役立つ。遷音速飛行速度に到達する航空機は、主翼発端範囲において連続的なテーパーを示す。これによって、横断面の流向におけるスムーズな移行は達成される。また流動が認められる最大横断面は、減らされる。追加の空間は、主翼の最終的な厚みに基づき加速する主翼発端部分における流動を主テーパーによって可能にする。これらの処置によって航空機の抵抗は、遷音速速度において約75%削減できる。この着想は、R. Whitcombに由来する(または、J. D. Anderson, “Modern compressible flow”、Mc Graw Hill, 2nd Edition, 19990, USAを参照)。図2aは、航空機9及び主翼10の概念図である。この航空機は、遷音速範囲を飛行する。例えばマッハ0.8以上の場合、流れ8は排気量に応じて航空機を介し、胴体を通過する胴体表面に接して遷音速の速度まで加速される。主翼範囲における流動速度が更に増し、それによって抵抗は急上昇する。この変化は、図2c)で示される。この図2c)において航空機抵抗Wは、テーパーが無い場合、主翼部分において曲線aを示す。マッハ数(M_(krit’)、主として0.8)の限界値以上で、抵抗は急激に増加する。図2b)は、航空機を示す。この航空機において、主翼範囲におけるテーパー11は主翼10の範囲に存在する。この様な設計のために、抵抗をマッハ数の機能として観察すると、図2c)の曲線bに準拠した変化が生じているのがわかる。主翼範囲におけるテーパー11は、マッハ数Mの限界値以上の抵抗減少Rをもたらす。この変化は、エリアルールという概念として周知される。
【0030】これまで用いられてこなかった、第一流動における第二流体の回復と関係する、特にタービン部分の冷却と関連するこの様な原理は、本発明に準拠して次のように用いられる。図3a)は、ガスタービンにおけるタービンブレード1の表面15に垂直な断面を示す。熱風流動4は、この表面15を流れる。熱風流動は、遷音速範囲において見られる。冷却空気層7を形成する冷却空気5は、図1で示したように表面15に対して直接吹き付けられない。直接熱風流動4は、冷却空気穿孔3の表面15に注がれるのではなく、表面15において凹み16に注がれる。その際に穿孔3から凹み16への注ぎ込みの直前に、既に拡幅12(ディフューザー)において拡大する。この拡大は、熱風流動4への冷却空気5の流入を改善する。冷却空気穿孔3は、基本的に表面15に対して垂直な熱風流動4の流向によって決まる面に存在する。冷却空気穿孔3は、表面15に対して角度αで傾いている。この角度は、0度から90度の範囲であるが、特に30度から60度の範囲である場合が有効である。その際に冷却空気流入がより平坦であるほど、熱風流動速度は上がる。その結果、冷却空気5の不必要かつ非対称な側面構成要素及び長方形の構成要素は避けられる。図3b)は、遷音速の熱風ガス4の流向に対して垂直な断面を示す。1点を有する円は、紙面から観察者への流向を示す。図3c)は、熱風流動4への冷却空気5流れの回復のためのこの様な装置の俯瞰を示す。
【0031】上記の場合、凹みは半円形凹み13(円錐形)として熱風流動4の縦方向に形成され、また記号14で示すように、熱風流動4に対して垂直な横方向に形成される。図3c)で示されるように、凹みは、流向を変えるような楕円形形態を示すが、例えば円形などの他の形態をとることもある。冷却空気穿孔3は、中心、及び/または凹み16の最も深い位置に配置される。しかし冷却空気穿孔3は、例えば流れをさかのぼって移動するように配置される。凹みにおいて、凹面は半円形に形成されない。
【0032】動翼の層冷却範囲において、冷却空気穿孔3は多くの場合直径(約0.8mm)を示す。その際、拡幅12の出口側の直径は、穿孔3の直径よりも2倍から8倍長い。凹み16の外側の直径は、拡幅12の出口側の直径よりも、2倍から8倍位長い。
【0033】多くの場合、凹みは深さTをもつ。その結果、最も広い部分における流動横断面(0.1倍から10倍、特に0.1倍から1倍)は、流動横断面に合致する。これは、凹みを有さない。
【0034】流動横断面は、発明に用いられる。冷却空気5は、マスバランスから算出され、出口付近で流動横断面の上を流れる。流動横断面は、幾何学的変更のための標準的なパラメーターである。最終的に多くの過程を経て、流動横断面の縮小は、流向における熱風流動4のために連続的に行われる。突発的な変化は、避けられる。考慮される要素は、以下を含む。
1. 動翼の外殻における縦方向の凹み(図3a)
2. 流動の外殻における横方向の凹み(図3b)
3. 放射状の方向における冷却空気穿孔の位置(図3a)、及び角度α
【0035】この過程において、局所的な処置が問題である。この処置は、冷却空気穿孔3の周辺で行われる。例えばこれは、鋳型の修正である。さらに穿孔3の下に向かって、動翼の縁を僅かに引き戻すことによって抵抗は減少する。その場合、局所的な流動横断面は標準である。冷却空気5は、この流動横断面を占める。上述の幾何学的修正1.から3.は、ディフューザー12と適切に組み合わせられる。
記号リスト
1 タービンブレード
2 空洞
3 冷却空気穿孔
4 熱風流動(第一流動)
5 冷却空気流動(第二流動)
・・・(略)・・・
15 タービンブレード1の表面
16 凹み
・・・(略)・・・
T 凹み16の深さ)

2 引用文献の記載事項
記載1a(以下、「記載1a」として、当審訳を援用する。)及び図面の記載から、引用文献には、次の事項(以下、順に、「記載事項2a」ないし「記載事項2g」という。)が記載されていると認める。

2a 記載1aの「図3a)は、ガスタービンにおけるタービンブレード1の表面15に垂直な断面を示す。熱風流動4は、この表面15を流れる。熱風流動は、遷音速範囲において見られる。冷却空気層7を形成する冷却空気5は、図1で示したように表面15に対して直接吹き付けられない。直接熱風流動4は、冷却空気穿孔3の表面15に注がれるのではなく、表面15において凹み16に注がれる。」(段落【0030】)及び「図3c)は、熱風流動4への冷却空気5流れの回復のためのこの様な装置の俯瞰を示す。」(段落【0030】)並びに図面によると、引用文献には、ガスタービンのタービンブレード1に前記タービンブレード1の熱風流動4に曝される表面15に冷却空気層7を沿わせて流す冷却空気穿孔3を備える装置が記載されている。

2b Fig.3から、凹み16は熱風流動4の主流の流れ方向における冷却空気穿孔3の少なくとも上流側の表面15にあること及びなめらかな曲面を有するものであることが看取される。

2c 記載1aの「上記の場合、凹みは半円形凹み13(円錐形)として熱風流動4の縦方向に形成され、また記号14で示すように、熱風流動4に対して垂直な横方向に形成される。図3c)で示されるように、凹みは、流向を変えるような楕円形形態を示すが、例えば円形などの他の形態をとることもある。冷却空気穿孔3は、中心、及び/または凹み16の最も深い位置に配置される。」(段落【0031】)、記載事項2a及び2b並びに図面によると、引用文献には、熱風流動4の主流の流れ方向における冷却空気穿孔3の少なくとも上流側の表面15になめらかな曲面を有する凹み16を形成することが記載されている。

2d Fig.3から、凹み16は熱風流動4の主流の流れ方向の寸法(便宜上、「S」と表現する。)を有することが看取される。

2e 記載1aの「多くの場合、凹みは深さTをもつ。」(段落【0033】)、記載事項2aないし2c及び図面によると、引用文献には、凹み16は深さTを有するものであることが記載されている。

2f 記載事項2d及び2e並びに図面によると、引用文献には、凹み16は、凹み16の熱風流動4の主流の流れ方向の寸法Sと、凹み16の深さTの比「T/S」を有することが記載されている。

2g 記載1aの「動翼の層冷却範囲において、冷却空気穿孔3は多くの場合直径(約0.8mm)を示す。その際、拡幅12の出口側の直径は、穿孔3の直径よりも2倍から8倍長い。」(段落【0032】)及び図面によると、面積の比は寸法の比の二乗であるから、引用文献には、冷却空気穿孔3の入口の面積(便宜上、「IN」と表現する。)と冷却空気穿孔3の出口の面積(便宜上、「OUT」と表現する。)の比「OUT/IN」を4から64とすることが記載されている。

3 引用発明
記載1a、記載事項2aないし2g及び図面を整理すると、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認める。

「ガスタービンのタービンブレード1に前記タービンブレード1の熱風流動4に曝される表面15に冷却空気層7を沿わせて流す冷却空気穿孔3を備える装置において、
熱風流動4の主流の流れ方向における冷却空気穿孔3の少なくとも上流側の表面15になめらかな曲面を有する凹み16を形成し、
前記凹み16の熱風流動4の主流の流れ方向の寸法Sと、前記凹み16の深さTの比「T/S」を有し、
前記冷却空気穿孔3の入口の面積INと前記冷却空気穿孔3の出口の面積OUTの比「OUT/IN」を4から64とする
装置。」

第4 対比
本願発明と引用発明を対比する。

引用発明における「タービンブレード1」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「エンドウォール」と、「ガスタービン構成部材」という限りにおいて一致する。
また、引用発明における「熱風流動4」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「燃焼ガス」に相当し、以下、同様に、「表面15」は「壁面」に、「冷却空気層7」は「フィルム空気」に、「冷却空気穿孔3」は「孔」に、「装置」は「ガスタービン冷却構造」に、「凹み16」は「凹部」に、「前記凹み16の熱風流動4の主流の流れ方向の寸法S」は「前記凹部の燃焼ガスの主流の流れ方向の寸法L」に、「前記凹み16の深さT」は「前記凹部の深さD」に、「比「T/S」」は「比「D/L」」に、「前記冷却空気穿孔3の入口の面積IN」は「前記孔の入口の面積A_(in)」に、「前記冷却空気穿孔3の出口の面積OUT」は「前記孔の出口の面積A_(eｘiｔ)」に、「比「OUT/IN」」は「比「A_(eｘiｔ)/A_(in)」」に、それぞれ、相当する。
さらに、「4から64」と「4.0以上」は、「4.0から64」の範囲で重なるから、引用発明における「4から64」は、本願発明における「4.0以上」に相当する。

したがって、本願発明と引用発明は、以下の点で一致する。

「ガスタービンのガスタービン構成部材に前記ガスタービン構成部材の燃焼ガスに曝される壁面にフィルム空気を沿わせて流す孔を備えるガスタービン冷却構造において、
燃焼ガスの主流の流れ方向における前記孔の少なくとも上流側の前記壁面になめらかな曲面を有する凹部を形成し、
前記凹部の燃焼ガスの主流の流れ方向の寸法Lと、前記凹部の深さDの比「D/L」を有し、
前記孔の入口の面積A_(in)と前記孔の出口の面積A_(eｘiｔ)の比「A_(eｘiｔ)/A_(in)」を4.0以上とする
ガスタービン冷却構造。」

そして、以下の点で相違する。

＜相違点1＞
「ガスタービン構成部材」に関して、本願発明においては、「エンドウォール」であるのに対し、引用発明においては、「タービンブレード1」である点(以下、「相違点1」という。)。

＜相違点2＞
本願発明においては、「前記凹部の燃焼ガスの主流の流れ方向の寸法Lと、前記凹部の深さDの比「D/L」」を0.25以下とするのに対し、引用発明においては、本願発明における「前記凹部の燃焼ガスの主流の流れ方向の寸法Lと、前記凹部の深さDの比「D/L」」に相当する「前記凹み16の熱風流動4の主流の流れ方向の寸法Sと、前記凹み16の深さTの比「T/S」」は、どの程度であるか明らかでない点(以下、「相違点2」という。)。

第5 相違点に対する判断
そこで、相違点について、以下に検討する。

1 相違点1について
ガスタービン構成部材を冷却する場合、エンドウォールを含めた翼全体の温度分布を均一にするために、エンドウォールの壁面に孔を設け、該孔からフィルム状に冷却流体を流すことによって、該エンドウォールを冷却することは周知(必要であれば、下記(1)及び(2)を参照。以下、「周知技術」という。)である。
したがって、引用発明において、周知技術を適用し、「ガスタービン構成部材」として、「タービンブレード1」に代えて、又は「タービンブレード1」に加えて、「エンドウォール」を採用して、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想到し得たことである。

(1)特許第2862536号公報の記載
特許第2862536号公報には、「ガスタービンの翼」に関して、図面とともに概ね次の記載がある(なお、下線は当審で付したものである。他の文献も同様。)。

・「以下、本発明の実施例を図面を参照しながら説明する。第1図は、本発明をガスタービンの第1段静翼に適用した例を示す縦断面図であり、第2図は第1図におけるC-C線に沿って切断し、矢印の方向にみた横断面図であり、さらに第3図は同様に第1図におけるD-D線に沿って切断し、矢印の方向にみた横断面図である。
この翼は、翼本体21と、上部エンドウオール22および、下部エンドウオール23とで構成されている。翼本体21内には翼本体21の高さ方向に延びる空洞24が形成されており、この空洞24内には上部エンドウオール22に溶接等で支持された案内筒25が挿設されている。
案内筒25は有底筒状に形成されている。そして第5図にも示すように、高さ方向の中央部近傍のみにコード方向全域にわたってインピンジ孔26が穿設されてある。また、後縁部には、高さ方向全域に細孔27が穿設されてある。翼本体21の内面には、第4図に示すように、中央部近傍以外に翼の上下方向に延びる突出部28がコード方向に複数列形成してあり、前記案内筒25の外表面と密着して、翼の上下方向に冷気ダクト29を形成している。翼本体21の後縁部には、コード方向および高さ方向全域にわたってピンフイン30が形成されている。また、上部エンドウオール22および下部エンドウオール23には各冷気ダクト29に共通に接続される流路31,32が形成されており、流路31は上記エンドウオール22の後縁端に複数開口された排出孔33に通じ、流路32は下部エンドウオール23の後縁端に複数開口された排出孔34に通じている。また、上部エンドウオール22には、このウオール22の内面をフイルム冷却するためのフイルム冷却孔35が流路31に連通して複数設けられている。同様に下部エンドウオール23にも、このウオール23の内面をフイルム冷却するためのフイルム冷却孔36が流路32に連通して複数設けられている。
なお、この翼を実際に製造するときには、翼内壁の突出部28とピンフイン30を含む翼本体21と上下部のエンドウオール22,23とを精密鋳造によって一体的に製造する。また、案内筒25は、板金等により成型後、穴あけ加工し、その後翼本体21の内部に挿入し、上部エンドウオール22に溶接によって固定すればよい。
このような構成であると、案内筒25に流入して冷却流体は、インピンジ孔26から噴射して翼本体21の高さ方向中央部近傍をインピンジ冷却し、その後、冷気ダクト29を通って上下にわかれる。一方、案内筒25の細孔27から独立に流出した冷却流体は、ピンフイン30の部分を通って翼外に流出する。この際、直接冷たい流体が後縁部に供給されるため、良好に冷却される。また前記、冷気ダクト29内を翼本体21の上方向に向った冷却流体は、冷気ダクト29で翼本体21を内部から対流冷却し、上部エンドウオール22内の流路31に導びかれる。この流路31に流入した冷却流体は、エンドウオール表面の燃焼ガス側に穿設されたフイルム冷却孔35から一部を流出して表面をフイルム冷却する。残った冷却流体はエンドウオール後縁端に設けた排出孔33から外部に流出する。また、冷気ダクト29内を翼本体21の下方向に向った冷却流体も同様に下部エンドウオール23内に設けられた流路32に流入し、フイルム冷却孔36および排出孔34から翼外に流出する。
このように構成された翼では、最も高温になり易い部分、すなわち翼本体の内面中央部分に冷たい冷却流体を集中的に吹き付け、この吹き付けられた冷却流体を翼本体の内面に沿って上下方向に流し、続いて翼本体の上下端に融合しているエンドウォール内の流路に流した後に翼本体の後縁部側へと流すようにしているので、エンドウォールを含めた翼面温度分布の均一化を実現でき、熱応力を緩和させることになる。また、案内筒25aに導かれた冷却流体を案内筒25の高さ方向の中央部近傍に設けられた複数のインピンジ孔26から噴射させ、この噴射された冷却流体を冷却ダクト29で上下方向に分流させて流すようにしているので、翼本体内の冷却流体の流れを、インピンジ孔26を通って上側へ向かう流れと、インピンジ孔26を通って下側へ向かう流れと、案内筒25の後縁部を通して後縁へ向かう流れとの3系統にすることができる。このように、冷却流体の通流系統を3系統にすることができるので、翼本体の最も高温の部分を良好に冷却できるばかりか、たとえ製作後であっても各通流系統への流量配分調整が可能となり、少ない冷却流体流量で翼本体の高さ方向に均一な温度分布特性を得ることができ、従来のものより少ない冷却流体を流量で同程度の冷却性能を得ることが可能である。
また、実施例のように冷却流体のエンドウオールの後縁端から流出させるようにすると、エンドウオールを冷却できるばかりか、流出した冷却流体で静翼と動翼との間の燃焼ガスのシールも行なわせることができるので、冷却流体を一層節約することができる。
[発明の効果]
以上明したように、本発明によれば、少ない冷却流体を使って最も高温になり易い高さ方向中央部分の温度を効果的に下げることができ、しかもエンドウォールを含めた翼面温度分布の均一化を図って熱応力を緩和できるガスタービンの翼を提供できる。」(第4欄第42行ないし第6欄第31行)

(2)特開2010-216422号公報の記載
特開2010-216422号公報には、「タービン翼」に関して、図面とともに概ね次の記載がある。

・「【0002】
タービン翼は、ガスタービンエンジンにおいて、燃焼器からの燃焼ガスの流路となる構成部品である。タービン翼には、タービン静翼とタービン動翼がある。図1に従来のタービン翼30の一例を示す。タービン翼30は、タービンの軸心周りに周方向に間隔をおいて配置された複数の翼31と、各翼31の両端部を支持して周方向に延びるエンドウォール32とを有する。
【0003】
タービン翼30は、燃焼器からの高温の燃焼ガス(主流ガス)34に曝されるため、タービン翼表面の熱による損傷を防止するために、エンドウォール32の裏面側から供給される冷却空気35を翼31の内部から表面に吹き出す冷却孔31hを設け、冷却空気の膜を形成して翼31の表面を冷却するフィルム冷却が行われる。また、冷却は翼31の表面だけでなく、エンドウォール32の裏面側から供給される冷却空気35をエンドウォール32の表面32ｓ(以下、エンドウォール面という)に導く冷却孔32hを設け、冷却空気35ｗの膜を形成して冷却する。エンドウォール32に設ける冷却孔32hは、エンドウォール面32ｓが均一な温度になるよう、配置を最適化している。」(段落【0002】及び【0003】)

2 相違点2について
引用文献の記載1aの「この拡大は、熱風流動4への冷却空気5の流入を改善する。」(段落【0030】)によると、引用発明は、熱風流動4への冷却空気5の流入を改善するものであるから、引用発明における「凹み16」を、熱風流動4への冷却空気5の流入を改善するような形状にすることは、当業者であれば当然考慮すべき事項である。
そして、本願明細書の段落【0021】によれば、凹部2の燃焼ガスの主流の流れ方向の寸法Lと深さDの比「D/L」は、燃焼ガスの主流が凹部2に沿って流れやすくなるように考慮して算出した「D/L=ｔan30°/π≒0.18」から余裕を見て設定したものであるから、本願発明における「前記凹部の燃焼ガスの主流の流れ方向の寸法Lと、前記凹部の深さDの比「D/L」を0.25以下とし」という発明特定事項における「0.25」という数値に特に臨界的意義は認められない。
したがって、引用発明において、「凹み16」の形状を、「前記凹み16の熱風流動4の主流の流れ方向の寸法Sと、前記凹み16の深さTの比「T/S」」が、0.25以下となるようにして、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想到し得たことである。

3 効果について
そして、本願発明を全体としてみても、本願発明が、引用発明及び周知技術からみて格別顕著な効果を奏するともいえない。

4 請求人の主張について
請求人は、平成27年6月5日提出の意見書において、「このように、本願の請求項1に係る発明は、燃焼ガスの圧縮性を考えない亜音速流域におけるガスタービン冷却構造であるのに対し、引用文献1に記載された技術は、燃焼ガスの圧縮性を考えた遷音速流域におけるタービンブレード1の冷却構造であります。
つまり、両者は、冷却構造を適用する燃焼ガスの流速域を異にすると共に、燃焼ガスの圧縮性の有無という根本の考え(前提)を異にする技術であります。」旨主張している。
そこで、検討するに、本願の特許請求の範囲には、本願発明における「ガスタービン冷却構造」が、「燃焼ガスの圧縮性を考えない亜音速流域におけるガスタービン冷却構造」である旨の記載はなく、本願の明細書にも、「燃焼ガスの圧縮性を考えない亜音速流域におけるガスタービン冷却構造」に関する記載はない。
したがって、請求人の上記主張は、明細書及び特許請求の範囲の記載に基づかないものであり、採用できない。

第6 むすび
上記第5のとおり、本願発明は、引用発明及び周知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。
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。
 
審理終結日 2015-07-24 
結審通知日 2015-07-28 
審決日 2015-08-11 
出願番号 特願2011-66981(P2011-66981)
審決分類 P 1 8・ 121- WZ (F01D)
最終処分 不成立  
前審関与審査官 齊藤 公志郎、岡本 健太郎  
特許庁審判長 中村 達之
特許庁審判官 槙原 進
加藤 友也
発明の名称 ガスタービン冷却構造  
代理人 山田 哲三  
代理人 松元 洋  
代理人 田中 康幸  
代理人 光石 俊郎  
代理人 光石 春平  

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