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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。 B64G
管理番号 1358150
審判番号 不服2018-12310  
総通号数 242 
発行国 日本国特許庁(JP) 
公報種別 特許審決公報 
発行日 2020-02-28 
種別 拒絶査定不服の審決 
審判請求日 2018-09-13 
確定日 2019-12-17 
事件の表示 特願2015-150580号「宇宙打ち上げ機の海上着陸及び関連のシステム及び方法」拒絶査定不服審判事件〔平成28年 2月12日出願公開,特開2016- 26125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,2010年(平成22年) 6月14日(パリ条約による優先権主張外国庁受理 2009年 6月15日,米国,2009年 6月17日,米国)を国際出願日とする特願2012-516176号の一部を平成27年 7月30日に新たな特許出願(外国語書面出願)としたものであって,平成27年 9月30日に翻訳文が提出され,平成28年 8月10日付けで拒絶理由を通知し(発送日:同年 8月22日),平成29年 2月22日に意見書,手続補正書が提出され,同年 5月30日付けで拒絶理由を通知し(発送日:同年 6月12日),同年12月12日に意見書,誤訳訂正書が提出されたが平成30年 5月 9日付けで拒絶査定(送達日:同年 5月14日)がなされ,これに対して,同年 9月13日に本件拒絶査定不服審判の請求がなされ,同年10月25日に審判請求書の請求の理由が補正された。

第2 本願発明
本願の請求項1ないし67に係る発明は,平成29年12月12日付け誤訳訂正書の特許請求の範囲の請求項1ないし67に記載された事項により特定されるものと認められるところ,その請求項50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50】
宇宙打ち上げ機を運用する方法であって,
前記宇宙打ち上げ機を,前記宇宙打ち上げ機の1つ又はそれ以上のロケットエンジンによって,地球から機首からの方向で宇宙空間に打ち上げる段階と,
少なくとも1つのスラスタを用いて前記宇宙打ち上げ機の一部分を大気圏に再突入する前に船尾からの方向に指向させる段階と,
前記1つ又はそれ以上のロケットエンジンの少なくとも1つからの推力を用いて前記宇宙打ち上げ機の一部分を船尾からの方向で水域の着陸構造体上に着陸させる段階と,
を含む方法。」

第3 原査定の拒絶の理由
原査定の拒絶の理由は,この出願の下記の請求項に係る発明は,その出願前に日本国内又は外国において,頒布された下記の刊行物に記載された発明又は電気通信回線を通じて公衆に利用可能となった発明に基いて,その出願前に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,というものである。

・請求項 1?10,14?16,19?30,34?67
・引用文献等1,2

・請求項11?13,17,18,31?33
・引用文献等1?3

引用文献1:PERSSON, Bruce A.,“CONTROL OF THE KISTLER K-1 FIRST STAGERE ORIENTATION PRIOR TO ENTRY”,A Collection of Technical Papers AIAA GUIDANCE, NAVIGATION, AND CONTROL CONFERENCE VOLUME 2,米国,American Institute of Aeronautics and Astronautics,1999年,p. 1300-1309(AIAA-99-4213)
引用文献2:ISHIJIMA, Yoshiyuki,外2名“Re-entry and Terminal Guidance for Vertical-Landing TSTO(Two-Stage to Orbit)”,A COLLECTION OF TECHNICAL PAPERS Part 1 AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit,米国,American Institute of Aeronautics and Astronautics,1998年,p. 192-200(AIAA-98-4120)
引用文献3:特表平10-505560号公報

第4 引用文献
(1)原査定の拒絶の理由に引用された引用文献1には,図面と共に以下の事項が記載されている({}内は当審による仮訳である。また,下線部は当審が付した。)
ア.「The control design for the Kistler K-1 First Stage reorientation maneuver is presented. The reorientation maneuver follows the main engine burn that places the first stage on a trajectory to return it to the landing site. The design takes advantage of the available aerodynamic moment to accelerate the first stage in the direction of the desired orientation for entry. The maneuver takes place near the apex of the first stage return trajectory, a region of low dynamic pressure.Small Attitude Control System (ACS) thrusters are used to stabilize the vehicle during the maneuver. The maneuver must therefore,complete prior to re-entry. 」(1300ページ左欄2?15行)
{キスラーK-1第一段エンジン方向変更マヌーバの制御設計を示す。方向変更マヌーバは,第一段エンジンを着陸地点に戻すための軌道上に第一段エンジンを投入する主エンジンの燃焼に続いて実施される。望ましい突入方向の向きに第一段エンジンを加速するために,利用可能な空力学的モーメントの利点を設計に取り込んでいる。第一段エンジンの帰還軌道,頂点付近,つまり低圧領域でマヌーバを実施する。マヌーバ中に機体を安定させるために,小型姿勢制御系(ACS)のスラスタを使用している。したがって,マヌーバは再突入前に完了しなければならない。}
イ.「The Kistler K-1 is a two stage Reusable Launch Vehicle (RLV) capable of lifting multiple payloads to low Earth orbit (LEO). To assist in minimizing launch costs both stages return to a landing site located near the ground processing facility. During the boost phase,the first stage Launch Assist Platform (LAP) and the second stage Orbital Vehicle (OV) follow a predefined profile to an altitude of approximately 140,000 ft. To control the vehicle attitude the LAP applies proportional-plus-derivative control to modulate three Russian built NK-33 rocket engines. Following the boost phase, as illustrated in Figure1, the LAP separates from the OV and begins to rotate away from the second stage OV and back towards the launch site.」(1300ページ右欄2?18行)
{キスラーK-1は,二段の再利用型打上げ用ロケット(RLV)で,複数のペイロードを低高度地球周回軌道(LEO)に打ち上げることが可能である。打上げコストを最小限に抑えるためには,第一段および第二段エンジンを,打上げ施設周辺にある着陸サイトに帰還させることが有効である。ブーストフェーズ中,第一段打上げ補助プラットフォーム(LAP)および第二段軌道投入ロケット(OV)は,高度約140,000フィートまでは,あらかじめ予定した軌道に従う。機体の姿勢を制御するために,LAPは,3機のロシア製のNK-33ロケットエンジンを調整するための比例微分制御を適用している。図1に示すように,ブーストフェーズに続いて,LAPはOVから切り離し,回転しながら第二段OVから離れ始め,射場の方向へ戻る。}
ウ.「Attitude control system jets(ACS) assist this phase of the maneuver by providing additional rotational torque beyond that provided by the aerodynamics. Following the separation maneuver, the LAP center engine is re-ignited to ballistically loft the LAP back towards the launch zone. At the completion of the second burn, it is necessary to reorient the LAP so that at the time of entry the vehicle is descending engines first. Aerodynamically,engines-first is the stable orientation, and the reorientation maneuver is performed to align the vehicle negative x-axis with the velocity vector in preparation for entry. Figure 2 illustrates the reorientation maneuver. The LAP is in an aerodynamically unstable orientation following completion of the return burn so that the vehicle motion is such that the angle of attack increases. This is indicated by the negative pitch rotation at the start of the maneuver. When the vehicle negative x-axis is aligned with the velocity vector the maneuver is complete and once the vehicle begins to descend, control can be handed off to Entry Control^(1).」(1300ページ右欄下から7行?1301ページ左欄17行)
{姿勢制御系噴射(ACS)は,空力によって得られるトルク以上にさらに回転トルクを与えることで,このマヌーバフェーズを支援する。分離マヌーバに続いて,LAPが射場領域に戻るよう弾道的に高く打ち上げるためにLAPの中央エンジンを再点火する。第二の燃焼が完了する際に,再突入時に機体がエンジンを下にして下降するように,LAPの向きを変える必要がある。空力学的には,エンジンを下に向けるのは安定した方向であり,方向変更マヌーバは,再突入の準備段階において機体のX軸のマイナス方向と速度ベクトルが揃うように実行する。図2は,方向変更マヌーバを示す。LAPは,帰還のための燃焼終了に続いて空力学的には不安定な向きにあるため,機体は突入角度が大きくなるように動く。これはマヌーバの開始時点でマイナス方向のピッチ回転によって示される。機体のX軸のマイナス方向が速度ベクトルと揃った時にマヌーバは完了し,機体は再び下降し始め,制御は再突入制御に切り替わる^(1)。}
エ.「To meet the requirements for this phase of the mission, the LAP control system must successfully rotate the vehicle to acquire its commanded entry attitude before the aerodynamic forces of entry begin to take hold. Attitude control system (ACS)jets are employed during this phase to reorient the attitude of the LAP. These jets, located near the circumference of the LAP separation plane, each produce approximately 150 lbf of force. The location of these jets in the LAP is shown in Figure 3.」(1300ページ左欄下から7行?右欄4行)
{このミッションにおけるこのフェーズの要件を満たすために,LAPの制御系は,再突入時の空力学的な力が支配的になる前に,指令どおりの再突入姿勢を得るために,機体をうまく回転させなければならない。姿勢制御系(ACS)噴射は,LAPの姿勢を変更するために,このフェーズで実施される。これらの噴射は,LAP分離面の周囲の近傍に配置され,それぞれは,約150ポンドの力を発生させる。LAPのこれらの噴射の位置を図3に示す。}
オ.「In order to complete the LAP reorient maneuver,the control system must compute a prediction of the entry interface time and schedule the maneuver so that it is completed before control authority with the ACS jets is lost.」(1301ページ右欄5?9行)
{LAP方向変更マヌーバを完了させるために,ACS噴射を用いた制御権が失われる前に方向変更が完了するよう,制御系は大気圏再突入の予想時刻を計算し,マヌーバを計画する。}
カ.「The objective of control during the K-1 reorient maneuver is to align the vehicle negative x-axis with the velocity vector so that the vehicle is descending engines first at the time of entry interface.In order to meet the objective it is necessary to define the conditions for entry interface. For design purposes,we define entry as being the point where the dynamic pressure has increased to a certain level. 」(1301ページ右欄下から10行?下から2行)
{K-1の方向変更マヌーバ中の制御の目的は,機体のX軸のマイナス方向と速度ベクトルの向きを揃えることであり,これにより,大気圏再突入の際に,機体はエンジンを下にして下降する。この目的を達成させるためには大気圏再突入の条件を定義する必要がある。設計の目的上,我々は再突入を,動圧力が一定のレベルにまで上昇した点として定義する。}
キ.「The objective of the maneuver is to align the vehicle longitudinal axis with the velocity vector such that the main engines are in the direction of flight.」(1302ページ右欄9?12行)
{マヌーバの目的は,飛行方向に主エンジンが向くように,機体の長さ方向の軸と速度ベクトルの方向を揃えることである。}

ク.上記イ.の記載事項と図1:LAPミッションフェーズの図示内容からみて,二段の再利用型打上げ用ロケットを運用する方法が理解できる。
図1の1.K-1LIFTOFFの図示内容からみて,前記再利用型打上げロケットを第一段エンジンによって,地球から機首からの方向で宇宙空間に打ち上げることが理解できる。
ケ.上記ア.の下線部分の記載事項からみて,マヌーバを実施するために小型姿勢制御系のスラストを使用していることが理解でき,さらに,上記ウ,エ,カ,キの下線部の記載事項により,スラスタを使用して第一段打上げ補助プラットフォーム(LAP)の向きを変えることにより,大気圏再突入の際に,機体は第一段打上げ補助プラットフォーム(LAP)のエンジンを下にして下降することが理解できる。

これらの事項を総合すると,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。
「二段の再利用型打上げ用ロケットを運用する方法であって,
前記二段の再利用型打上げ用ロケットを第一段エンジンによって,地球から機首からの方向で宇宙空間に打ち上げることと,
スラスタを使用して第一段打上げ補助プラットフォーム(LAP)の向きを変えることにより,大気圏再突入の際に,機体は第一段打上げ補助プラットフォーム(LAP)のエンジンを下にして下降することと,
第一段エンジンを,打上げ施設周辺にある着陸サイトに帰還させることと,
を含む方法。」

(2)原査定の拒絶の理由に引用された,引用文献2には,図面とともに以下の事項が記載されている。
ア.「There are several concepts of RLV(Reuseable Launch Vehicles), which are most efficient to reduce transportation cost. We selected a VTVL(Vertical Take-off and Vertical Landing) and TSTO(Two-Stage to orbit) type as simulation models because such types were not investigated in the past research. The most critical problem about the vertical-landing TSTO is landing of the first stage within a limited area.」(192ページ左欄2?9行)
{輸送コストの削減に最も有効なRLV(再使用可能な打ち上げ機)にはいくつかの概念がある。我々は,まだ研究されていないVTVL(垂直離着陸機)およびTSTO(二段式宇宙輸送機)をシミュレーションモデルの対象として選択した。垂直着陸型のTSTOにおける最重要課題は,限られた領域内に第一段を着陸させることである。}
イ.「1.Introduction
Recently, the research about Reusable Launch Vehicles(RLV)^(1,2,3) is becoming more active, because they have the potential to reduce the cost of space transportion. National Space Development Agency of Japan (NASDA) has been studying various concepts of the Reusable Launch Vehicles (RLV). They are effective in reducing the cost of transportation over traditional Expendable Launch Vehicles (ELV). There are several kinds of the rocket-propelled RLV's, one of them is the single-stage to orbit vehicle (SSTO),an alternative is the two-stage to orbit vehicle(TSTO). Although lightened structure and highly efficient engines are required for the SSTO, it is very effective in reducing operational costs. On the other hand, while the TSTO has higher operational costs, it has the efficiency to transport the payload. It is necessary to examine which type is profitable for the future RLV from various points of view such as total cost, technical feasibility,operation and so on.
There are few studies about the TSTO in the past research. Much is unknown about the flight characteristics and the requirements for the total system are not clarified. We selected a VTVL/TSTO type as a simulation model. The merits of the type arc as follows;
・It is efficient to transport payload.
・The technologies for traditional vehicles can be applied, such as propulsion, structure, and so on.
Figure 1 illustrates the outline of flight sequence. A VTVL/TSTO type is expected to have the capacity to transport more payload than a winged or SSTO type,because it is efficient in terms of the light structual mass.We assumed the first stage is recovered and transferred to the launch site on a large tanker or pontoon. By changing the first stage landing positions,the TSTO system can transport payloads to various orbits. Moreover, we can apply the traditional technologies for ELV such as propulsion,structure, and can reduce the risk of the system development.
In order to land in a limited area such as a tanker on the sea, the re-entry and terminal guidance should be accurate and robust. 」(192ページ左欄21行?右欄23行)
{1.はじめに
近年,再使用可能な打ち上げ機(RLV)の研究は盛んに行われている。これらの研究が宇宙輸送のコスト削減につながる可能性があるためである。宇宙開発事業団(NASDA)は,再使用可能な打ち上げ機(RLV)の様々な概念を検討してきた。RLVは,従来の使い捨て型打ち上げ機(ELV)よりも,輸送コストの削減に有効である。数種類のロケット推進RLVが存在する。その一つは単段式宇宙輸送機(SSTO)で,もう一つは二段式宇宙輸送機(TSTO)である。SSTOは軽量化された構造や高効率エンジンを要するが,運用コストの削減には非常に有効である。一方で,TSTOはより高い運用経費を必要とするが,ペイロードの輸送効率が高い。どのタイプのRLVが将来的に有益であるかは,トータルコスト,技術的な実現性,運用等の様々な観点から検討する必要がある。
これまで,TSTOの研究はほとんどなされていない。TSTOの飛行特性はほとんど理解されておらず,トータルシステムに対する要件は不明確なままである。我々は,シミュレーションモデルの対象としてVTVL/TSTOを選択した。これらの宇宙輸送機タイプの利点は以下のとおりである。
・ペイロードの輸送を効率的に行うことができる。
・推進,構造等の従来の打ち上げ機の技術を応用することができる。
図1は,飛行工程の概要を図示したものである。VTVL/TSTOタイプは,構造部材が軽量であるため,有翼型またはSSTOタイプよりも多くのペイロードを輸送できる能力を有すると期待されている。我々は,第一段が回収され,大型タンカーあるいは平底船によって射場まで輸送されることを想定している。TSTOシステムは,第一段の着陸地点を変更することによって,ペイロードを様々な軌道に運ぶことができる。さらに,ELVの従来技術(推進,構造など)を応用することによって,システム開発のリスクを低減することができる。
海上のタンカーなどの限定された地点に機体を着陸させるために,再突入誘導および最終誘導は正確で信頼性が高くなければならない。}
ウ.「3. Outline of Guidance Law
Table 3 shows flight sequence. After the separation, the first stage flies into the atmosphere and the guidance is performed by controlling aerodynamic force. After the glide, the vehicle re-ignites the main engines, and changes its attitude from nose-first to tail-first. In the landing phase, the vehicle performs vertical powered-descent while compensating the errors caused in the reentry and glide phases. Finally it lands softly throttling the thrust.」(193ページ右欄1?10行)
{3. 誘導則の概要
表3は飛行工程を示している。分離後に大気圏に突入した第一段エンジンは,空気力学的な力の制御によって誘導される。機体は滑空した後に,主エンジンを再点火し,先端部と後部の位置を逆転させる。着陸フェーズでは,打ち上げ機は垂直動力降下を行い,再突入および滑空フェーズにて発生する誤差を補正する。最後に打ち上げ機は推力を調整して軟着陸する。}
エ.「3.2 Powerd-Descent Guidance
This phase consists of the two sub-phases. In the first sub-phase, “roation sub-phase", the vehicle rotates at a constant pitch rate(10deg/s), in order to decelerate and perform vertical-descent in the following sub-phase.
In the second sub-phase, "landing sub-phase", the guidance module conmands the thrust acceleration vector a_(T). the acceleration profile is assumed to be apolynomial function of time, that formula is derived from the theory of calculus of variation^(5).」(195ページ右欄1?10行)
{3.2 動力降下誘導
このフェーズは,2つのサブフェーズで構成される。最初のサブフェーズである“回転サブフェーズ”において,機体は一定のピッチレート(10°/秒)で回転する。次の第2のサブフェーズにおいて減速し垂直降下を行うためである。
第2のサブフェーズである“着陸サブフェーズ”では,誘導モジュールは,推力加速ベクトルa_(T)の指令を発行する。加速プロファイルは時間の多項式関数であると仮定した。この公式は変分法の理論^(5)から導かれた。}

オ.上記イの記載事項と図1の飛行工程の図示内容からみて,再使用可能な打ち上げ機である垂直離着陸機(VTVL)および 二段式宇宙輸送機(TSTO)を運用する方法であって,垂直離着陸機(VTVL)および二段式宇宙輸送機(TSTO)は,第一段のロケットエンジンにより,地球から機首からの方向で宇宙空間に打ち上げられる段階と,第一段を船尾からの方向に指向させる段階と,第一段のロケットエンジンからの推力を用いて,第一段を船尾からの方向で海上のタンカーなどの限定された地点に着陸させる段階とを含む方法が理解できる。

第5 対比
本願発明と引用発明とを対比すると,後者の「二段の再利用型打上げ用ロケット」は前者の「宇宙打ち上げ機」に相当し,以下同様に,「第一段打上げ補助プラットフォーム(LAP)」及び「第一段エンジン」は「宇宙打ち上げ機の一部分」に,それぞれ相当する。
後者の「第一段エンジン」は「二段の再利用型打上げ用ロケット」を宇宙空間に打ち上げるものであるから,前者の「ロケットエンジン」に相当する。
後者の「前記二段の再利用型打上げ用ロケットを第一段エンジンによって,地球から機首からの方向で宇宙空間に打ち上げること」は前者の「前記宇宙打ち上げ機を,前記宇宙打ち上げ機の1つ又はそれ以上のロケットエンジンによって,地球から機首からの方向で宇宙空間に打ち上げる段階」に相当する。
後者の「スラスタを使用して第一段打上げ補助プラットフォーム(LAP)の向きを変えることにより,大気圏再突入の際に,機体は第一段打上げ補助プラットフォーム(LAP)のエンジンを下にして下降すること」は大気圏に再突入する前にLAPを船尾からの方向に指向させる必要があるから,前者の「少なくとも1つのスラスタを用いて前記宇宙打ち上げ機の一部分を大気圏に再突入する前に船尾からの方向に指向させる段階」に相当する。
後者の「第一段エンジンを,打上げ施設周辺にある着陸サイトに帰還させること」と前者の「前記1つ又はそれ以上のロケットエンジンの少なくとも1つからの推力を用いて前記宇宙打ち上げ機の一部分を船尾からの方向で水域の着陸構造体上に着陸させる段階」とは,「前記宇宙打ち上げ機の一部分を着陸させる段階」において共通する。
そうすると,両者は,
「宇宙打ち上げ機を運用する方法であって,
前記宇宙打ち上げ機を,前記宇宙打ち上げ機の1つ又はそれ以上のロケットエンジンによって,地球から機首からの方向で宇宙空間に打ち上げる段階と,
少なくとも1つのスラスタを用いて前記宇宙打ち上げ機の一部分を大気圏に再突入する前に船尾からの方向に指向させる段階と,
前記宇宙打ち上げ機の一部分を着陸させる段階と,
を含む方法。」
の点で一致し,以下の点で相違すると認められる。
<相違点>
前記宇宙打ち上げ機の一部分を着陸させる段階に関して,本願発明では,「前記1つ又はそれ以上のロケットエンジンの少なくとも1つからの推力を用いて前記宇宙打ち上げ機の一部分を船尾からの方向で水域の着陸構造体上に着陸させる段階」であるのに対して,引用発明では,第一段エンジンを,打上げ施設周辺にある着陸サイトに帰還させるものである点。

第6 判断(相違点についての検討)
引用文献2には,「第4(2)オ」で述べたように,再使用可能な打ち上げ機である垂直離着陸機(VTVL)および二段式宇宙輸送機(TSTO)を運用する方法であって,垂直離着陸機(VTVL)および二段式宇宙輸送機(TSTO)は,第一段のロケットエンジンにより,地球から機首からの方向で宇宙空間に打ち上げられる段階と,第一段を船尾からの方向に指向させる段階と,第一段のロケットエンジンからの推力を用いて,第一段を船尾からの方向で海上のタンカーなどの限定された地点に着陸させる段階とを含む方法が記載されている。
本願発明と引用文献2に記載された事項とを対比すると,後者の「再使用可能な打ち上げ機である垂直離着陸機(VTVL)および二段式宇宙輸送機(TSTO)」は前者の「宇宙打ち上げ機」に相当し,以下同様に「第一段」は「宇宙打ち上げ機の一部分」に,「海上」は「水域」に,「タンカーなどの限定した地点」は「着陸構造体」に,それぞれ相当する。
そうすると,引用文献2には,本願発明の記載に倣うと,以下の事項が開示されているといえる。
「宇宙打ち上げ機を運用する方法であって,前記宇宙打ち上げ機を,前記宇宙打ち上げ機の1つ又はそれ以上のロケットエンジンにより,地球から機首からの方向で宇宙空間に打ち上げられる段階と,前記宇宙打ち上げ機の一部分を船尾からの方向に指向させる段階と,前記1つ又はそれ以上のロケットエンジンからの推力を用いて前記宇宙打ち上げ機の一部分を船尾からの方向で水域の着陸構造体に着陸させる段階とを含む方法」
そして,引用発明と引用文献2に開示された事項とは,いずれもコストの削減を目的とした二段の再利用可能な打ち上げ機に関するものであり,「宇宙打ち上げ機を運用する方法であって,前記宇宙打ち上げ機を,前記宇宙打ち上げ機の1つ又はそれ以上のロケットエンジンにより,地球から機首の方向に宇宙空間に打ち上げられる段階と,前記宇宙打ち上げ機の一部分を船尾からの方向に指向させる段階と,前記宇宙打ち上げ機の一部分を着陸させる段階と,を含む方法。」である点においても共通している
さらに,引用文献2には,ペイロードの輸送を効率的に行うことを課題とすることが記載されるとともに,海上を飛行するものであって,陸上を飛行するものに比較して陸上に存在する人間の安全性を向上させるものであることは技術的に明らかであるところ,引用発明を開示する引用文献1には,打ち上げコストを抑えることを課題とすることが記載されると共に,ペイロード機能の改善や安全性については引用文献1においても内在する課題である。
そうすると,引用発明の「前記宇宙打ち上げ機の一部分を着陸させる段階」において,宇宙打ち上げ機のペイロード機能の改善や安全性に留意してコストの削減を図るべく,引用文献2に開示された「前記1つ又はそれ以上のロケットエンジンからの推力を用いて前記宇宙打ち上げ機の一部分を船尾からの方向で水域の着陸構造体に着陸させる段階」を適用して,上記相違点における本願発明の発明特定事項とすることは,当業者が容易に想到し得たものである。
そして,本願発明の効果について検討しても,引用発明,引用文献2に開示された事項からみて格別顕著なものがもたらされるものではない。
以上を総合すると,本願発明は,引用発明,引用文献2に開示された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。

第7 請求人の主張について
平成30年10月25日付けの審判請求書の手続補正書において,
「(ハ)・・・また,独立請求項50は,宇宙打ち上げ機の一部分を大気圏に再突入する前に船尾からの方向に指向させることと,1つ又はそれ以上のロケットエンジンの少なくとも1つからの推力を用いて宇宙打ち上げ機の一部分を船尾からの方向で着陸させることとを要件としています。
(ニ)言い換えれば,独立請求項36及び50は,宇宙打ち上げ機の一部分が船尾からの方向で大気圏に再突入し,その後,推力を用いて船尾からの方向で着陸することを要件としています。独立請求項36及び50に適合させるためには,引用文献1(推力を用いずに船尾からの方向で大気圏に再突入している)を,船尾からの方向で大気圏を移動している間にエンジンを再点火するように変更する必要があるだろう。しかしながら,上述したように,引用文献1及び2はいずれも,船尾からの方向に指向された状態で大気圏内でエンジンを再点火させることを教示していません。従って,少なくともこのような理由によって,引用文献2を引用文献1に組み合わせて独立請求項36及び50の構成に想到することはできず,独立請求項36及び50に対する拒絶理由は妥当ではないと思料します。」旨主張している。
しかしながら,前記「第5」において示したように,引用発明を開示する引用文献1には,「少なくとも1つのスラスタを用いて前記宇宙打ち上げ機の一部分を大気圏に再突入する前に船尾からの方向に指向させる段階」が開示されており,前記「第6」に示したように,引用文献2には「1つ又はそれ以上のロケットエンジンの少なくとも1つからの推力を用いて宇宙打ち上げ機の一部分を船尾からの方向で着陸させること」が開示されており,引用発明に引用文献2に開示された「前記1つ又はそれ以上のロケットエンジンからの推力を用いて前記宇宙打ち上げ機の一部分を船尾からの方向で水域の着陸構造体に着陸させる段階」を適用することにより,引用発明の「第一段エンジンを,打上げ施設周辺にある着陸サイトに帰還させること」が,本願発明の相違点に係る「前記1つ又はそれ以上のロケットエンジンの少なくとも1つからの推力を用いて前記宇宙打ち上げ機の一部分を船尾からの方向で水域の着陸構造体上に着陸させる段階」となることは自明である。
さらに,請求項50には「船尾からの方向に指向された状態で大気圏内でエンジンを再点火させること」は特定されていないから,請求人の上記主張は,請求項50の記載に基づくものではなく,採用できない。

第8 むすび
以上のとおり,本願発明は,引用発明,引用文献2に開示された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ない。
そうすると,本願は,他の請求項に係る発明について検討するまでもなく,拒絶されるべきである。
よって,結論のとおり審決する。
 
別掲
 
審理終結日 2019-07-16 
結審通知日 2019-07-22 
審決日 2019-08-02 
出願番号 特願2015-150580(P2015-150580)
審決分類 P 1 8・ 121- Z (B64G)
最終処分 不成立  
前審関与審査官 森本 哲也志水 裕司  
特許庁審判長 中川 真一
特許庁審判官 藤井 昇
岡▲さき▼ 潤
発明の名称 宇宙打ち上げ機の海上着陸及び関連のシステム及び方法  
代理人 須田 洋之  
代理人 大塚 文昭  
代理人 近藤 直樹  
代理人 弟子丸 健  
代理人 田中 伸一郎  
代理人 上杉 浩  
代理人 西島 孝喜  
代理人 那須 威夫  
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