JP5855831B2 - セグメント化タービンバケットアセンブリの方法及び装置 - Google Patents

セグメント化タービンバケットアセンブリの方法及び装置 Download PDF

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Description

本明細書で記載される実施形態は、全体的に、タービンバケットに関し、より詳細には、タービンバケットのセグメント化翼形部を組み立てる際に用いる方法及び装置に関する。
少なくとも一部の公知のガスタービンエンジンは、燃焼器、圧縮機及び/又は複数のロータブレード又は半径方向外向きに延在するバケットを有するロータディスクを備えたタービンを含む。複数の回転タービンブレード又はバケットは、ガスタービンエンジン又は蒸気タービンエンジンを通って燃焼ガス又は蒸気などの高温流体を送る。少なくとも一部の公知のバケットの根元セグメントは、ロータディスクに形成されたダブテールスロット内に挿入されるダブテールを用いてディスクに結合される。このようなタービンエンジンは比較的高温で作動し、比較的大型になることがあるので、このようなエンジンの稼働能力は、バケットの製造に使用される材料及び/又はバケットの翼形部の長さによって、少なくとも部分的に制限される可能性がある。性能をさらに向上させるために、少なくとも一部のエンジン製造業者は、エンジンのサイズを大きくしているが、その結果としてバケットの翼形部の長さが増す。このような増大には、長尺のバケットが所定位置に確実に保持されるようにダブテール及びダブテールスロットのサイズを大きくする必要がある可能性がある。
さらに、ロータブレードの翼形部の先端部は、同じ翼形部の根元部分よりもかなり高温に曝される可能性があり、時間の経過に伴ってブレード先端の恒久的な障害を引き起こす恐れがある。このような障害は、損傷タービンバケットの交換を必要とする場合がある。「ブリスク」の場合、このような障害は、「ブリスク」全体の高価な交換及び/又は改修を必要とする可能性がある。従って、補修及び/又は交換可能な翼形部先端部を有するタービンバケットは、メンテナンスコストを低減し、タービンバケットの翼形部の増え続ける長さに関連した作動上の問題を軽減することができる。
米国特許第6102664号明細書
一つの態様では、タービンバケットが提供される。タービンバケットは、プラットフォームと、プラットフォームから半径方向外向きに延在する翼形部とを含む。翼形部は、根元セグメント及び先端セグメントを含む。根元セグメントは、第1端部と第2端部を含む。根元第1端部がプラットフォームの半径方向外側表面から延在する。根元セグメントは根元第1端部から根元第2端部まで延在する。先端セグメントは先端第1端部と先端第2端部を含む。先端第1端部が根元第2端部に着脱自在に結合する。先端セグメントは根元第2端部から先端第2端部まで外向きに延在する。
別の態様では、タービンバケットを組み立てる方法が提供される。本方法は、翼形部の根元セグメントに翼形部先端セグメントを着脱自在に結合する段階を含み、根元セグメントは、タービンバケットの半径方向外側プラットフォームに結合される。
さらに別の態様では、ガスタービンエンジンシステムが提供される。ガスタービンエンジンシステムは、圧縮機と、圧縮機から吐出される空気の少なくとも一部を受けるよう圧縮機と流れ連通した燃焼器と、圧縮機に回転可能に結合されたロータシャフトと、ロータシャフトに結合されるタービンバケットとを含む。タービンバケットは、プラットフォームと、プラットフォームから半径方向外向きに延在する翼形部とを含む。翼形部は根元セグメント及び先端セグメントを含む。根元セグメントは第1端部と第2端部を含む。根元第1端部はプラットフォームの半径方向外側表面から延在する。根元セグメントは根元第1端部から根元第2端部まで延在する。先端セグメントは先端第1端部と先端第2端部を含む。先端第1端部が根元第2端部に着脱自在に結合される。先端セグメントは根元第2端部から先端第2端部まで外向きに延在する。
例示的なガスタービンエンジンシステムの概略図。 図1に示すタービンエンジンで用いることができる例示的なタービンバケットの斜視図。 図1に示すタービンエンジンで用いることができる代替のタービンバケットの概略側面図。 図3Aに示すタービンバケットの拡大斜視図。 図1に示すタービンエンジンで用いることができる代替のタービンバケットの概略側面図。 図4Aに示すタービンバケットの拡大斜視図。 セグメント化翼形部を含むタービンバケットを組み立てる例示的な方法を示すフローチャート。
本明細書で使用される用語「タービンブレード」は、用語「バケット」と同義的に使用され、従って、プラットフォーム及びダブテールを含むバケットの何れかの組み合わせ及び/又はロータディスクと一体的に形成されるバケットを含むことができ、これらの両方は少なくとも1つの翼形部セグメントを含む。
図1は、例示的なガスタービンエンジンシステム10の概略図である。例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンシステム10は、吸気セクション12、吸気セクション12から下流側にある圧縮機セクション14、吸気セクション12から下流側で結合される燃焼器セクション16、燃焼器セクション16から下流側で結合されるタービンセクション18及び排気セクション20を含む。タービンセクション18は、ロータシャフト22を介して圧縮機セクション14に駆動可能に結合される。燃焼器セクション16は、複数の燃焼器24を含む。燃焼器セクション16は、各燃焼器24が圧縮機セクション14と流れ連通するように圧縮機セクション14に結合される。燃料ノズルアセンブリ26は、各燃焼器24に結合される。タービンセクション18は、圧縮機セクション14に及び限定ではないが、発電機及び機械駆動用途などの負荷に回転可能に結合される。例示的な実施形態では、圧縮機セクション14及びタービンセクション18は各々、翼形部を含むロータシャフト22に結合される少なくとも1つのタービンブレード又はバケット30を含む。
作動中、吸気セクション12は、圧縮機セクション14に向けて空気を送る。圧縮機セクション14は、入口空気をより高い圧力及び温度まで加圧し、加圧空気を燃焼器セクション16に向けて吐出し、ここで燃料と混合及び点火されて、燃焼ガスが発生してタービンセクション18に流れ、これが圧縮機セクション14及び/又は負荷28を駆動する。具体的には、加圧空気の少なくとも一部は、燃料ノズルアセンブリ26に供給される。燃料は燃料ノズルアセンブリ26に送られ、ここで燃料は、燃焼器セクション16において燃料ノズルアセンブリ26の下流側で空気と混合されて点火される。燃焼ガスが生成されてタービンセクション18に送られ、ここでガスストリーム熱エネルギーが機械回転エネルギーに変換される。排気ガスがタービンセクション18から流出し、排気セクション20を通って周囲雰囲気に流れる。
図2は、ガスタービンエンジンシステム10(図1に示す)で用いることができるタービンバケット100の斜視図である。タービンバケット100は、前縁104及び後縁106にて連結される正圧側面102と負圧側面(図2には示さず)とを含む。正圧側面102はほぼ凹面状であり、負圧側面はほぼ凸面状である。タービンバケット100は、ダブテール108、翼形部110及びこれらの間を延在するプラットフォーム112を含む。例示的な実施形態では、タービンバケット100は、ダブテール108を介してロータシャフト22(図1に示す)に結合され、ロータシャフト22から半径方向外向きに延在する。代替の実施形態では、タービンバケット100は、ブリスクなどのロータシャフトにバケットを結合するよう構成された他の装置によりロータシャフトに結合することができる。
バケットダブテール108は、タービンバケット100をロータシャフト22に固定することを可能にする軸方向長さ114を有する。ロータシャフト22はサイズが変わる可能性があるので、タービンバケット100及びより具体的にはガスタービンエンジンシステム10の最適性能を提供できるように長さ114も変わることができる。プラットフォーム112は、ダブテール108から半径方向外向きに延在し、ダブテール長さ114にほぼ等しい長さを有する。翼形部110は、プラットフォーム112の半径方向外側表面から半径方向外向きに延在し、同様に、ダブテール長さ114にほぼ等しい初期長さを有する。例示的な実施形態では、プラットフォーム112及び翼形部110は、単体構造的に製造され、プラットフォーム112が翼形部110に移行するタービンバケット100においてシーム部又は不一致部が存在しないようにされる点に留意されたい。
翼形部110は、プラットフォーム112から半径方向外向きに延在し、タービンバケット100の先端端部116まで長さが増大する。例示的な実施形態では、先端端部116は、長さ114よりも長くない長さ118を有する。翼形部110はまた、スナブカバー(図示せず)を固定できるようなサイズにされた幅(図示せず)を有する。従って、先端長さ118及び先端幅は、タービンバケット100、より具体的にはガスタービンエンジンシステム10の用途に応じて変わることができる。翼形部110は、プラットフォーム112から先端端部116まで測定した第1の又は半径方向長さ120を有する。半径方向長さ120は、タービンバケット100の性能を最適にすることができるように選択される。従って、バケット長さ120はまた、タービンバケット100及びより具体的にはガスタービンエンジンシステム10の用途に応じて変わることができる。
例示的な実施形態では、翼形部110は、半径方向長さ120を有する翼形部110を形成するよう第2の又は根元セグメント124に結合された第1の又は先端セグメント122を含む。例示的な実施形態では、先端セグメント122は、翼形部110の翼形部半径方向長さ120よりも小さい第2の半径方向長さ126を含む。一実施形態では、 先端セグメント半径方向長さ126は、半径方向長さ120の約50%に等しい。別の実施形態では、先端セグメント半径方向長さ126は、半径方向長さ120の約50%よりも大きいものに等しい。別の実施形態では、先端セグメント半径方向長さ126は、半径方向長さ120の約50%未満である。代替の実施形態では、翼形部110は、先端セグメント122及び/又は根元セグメント124に結合される少なくとも1つのダンパー128を含み、翼形部110の振動を減衰することができ及び/又はガスタービンエンジンシステム10の作動中に翼形部110に構造的支持を与えることができる。一実施形態では、ダンパー128は、
先端セグメント122及び/又は根元セグメント124に、或いはこれらの間に結合され、先端セグメント122が根元セグメント124から結合解除されるのを選択的に阻止する。
例示的な実施形態では、先端セグメント122は、ジョイント130において根元セグメント124に結合される。一実施形態では、ジョイント130は軸方向ジョイントである。本明細書で使用される用語「軸方向ジョイント」は、翼形部110の断面の軸方向長さに沿って形成されるジョイントを説明するのに用いられる。別の実施形態では、ジョイント130は、円周方向ジョイントである。本明細書で使用される用語「円周方向ジョイント」は、翼形部110の円周方向幅に沿って形成されるジョイントを説明するのに使用される。別の実施形態では、ジョイント130は、ダブテールジョイント、ダドジョイント及び/又はボックスジョイントのうちの1つを含むことができる。さらに、一実施形態では、ジョイント130は、本明細書で記載されるように先端セグメント122を根元セグメント124に着脱自在に結合することができる、当業者には公知の他のジョイントタイプを含むことができる。
例示的な実施形態では、先端セグメント122は、第1の材料132を用いて形成される。先端セグメント124は、第1の材料132とは異なる第2の材料を用いて形成される。より具体的には、例示的な実施形態では、先端セグメント122は、根元セグメント124の材料の密度よりも小さい密度を有する材料から形成される。低密度の材料を使用すると、先端セグメント122が根元セグメント124よりも軽量にすることが可能になる。従って、タービンバケット100の回転質量を低減できるようになる。さらに、先端端部116、又は先端セグメント122での作動温度が根元セグメント124での作動温度よりも高くなる可能性があるので、例示的な実施形態では、先端セグメント122に使用される材料は、根元セグメント124を製作するのに使用される材料よりも耐熱性が高く及び/又は耐暑性を高めることができる。例えば、一実施形態では、先端セグメント122は、軽量のセラミック材料から部分的に製作することができる。また、より軽量の材料を用いると、根元セグメント124に誘起される構造負荷を軽減することができ及び/又は根元セグメント124の振動応答とは異なる振動応答を有する材料を先端セグメント122に用いることによって、組み立てられた翼形部110の振動応答を制御可能にすることができる。加えて、根元セグメント124により高密度の材料を用い、先端セグメント122により軽量の材料を用いると、モノリシック翼形部の軽量化とモノリシック翼形部の全体強度とのトレードオフの必要性が軽減されることにより、根元セグメント124の障害を低減可能にすることができる。
さらに、翼形部110を使用する際の追加の利点が実現される。より具体的には、先端セグメント122は、例えば、先端摩耗事象、過熱及び/又は他の何れかの損傷事象によって先端セグメント122が損傷を受けたときには、先端セグメント122は、より高価でより多くの時間を要する、タービンバケット100全部の取り外し、補修/交換を行う必要もなく、先端セグメント単独を補修又は交換することができる。このようなコスト節減は、ガスタービンエンジンシステム10の全体の稼働及び保守コストを低減するだけでなく、ガスタービンエンジンシステム10がこのような補修を行うために非稼働状態にある時間の長さを短縮することができる。
図3Aは、ガスタービンエンジンシステム10で用いることができる代替のタービンバケット200の概略図である。図3Bは、タービンバケット200の拡大斜視図である。代替の実施形態では、タービンバケット200は、少なくとも1つのジョイント204を有する翼形部202を含む。図3Bは、ジョイント204におけるタービンバケット200の拡大図である。代替の実施形態では、翼形部202は、根元セグメント206、先端セグメント208及び根元セグメント206に結合された少なくとも1つのダンパー210を含む。根元セグメント206の第1端部212がプラットフォーム214に結合される。根元セグメント206は、プラットフォーム214から根元セグメント206の第2端部216まで半径方向外向きに延在する。この代替の実施形態では、プラットフォーム214は、ダブテール部分218に結合される。ダブテール部分218は、ガスタービンエンジンシステム10(図1に示す)においてタービンディスク(図示せず)に翼形部202を結合するようなサイズ、形状及び配向にされる。代替の実施形態では、プラットフォーム214及び根元セグメント206は、「ブリスク」構成でタービンディスクと一体的に形成される。ダンパー210は、根元セグメント206の第2端部216に結合される。一実施形態では、ダンパー210は、根元セグメント206と一体的に形成される。
代替の実施形態では、先端セグメント208は、第1端部220と第2端部222を含む。第1端部220は、根元セグメント206の第2端部216に着脱自在に結合される。先端セグメント208は、ジョイント204において根元セグメント206に着脱自在に結合される。代替の実施形態では、先端セグメントの第1端部220は、翼形部202の軸方向長さ226に沿って延在するダブテール部分224を含む。根元セグメント216は、軸方向長さ226に沿って延在するダブテール溝228を含む。ダブテール溝228は、ダブテール部分224の少なくとも一部を受けてジョイント204を形成するようなサイズ及び形状にされる。
図4Aは、タービンエンジン10(図1)と共に使用できるタービンバケット300の代替の実施形態の斜視図を示す。図4Bは、タービンバケット300の拡大斜視図を示す。図3Aに示す構成部品は、図4A及び図4Bと同じ参照符号で表記されている。代替の実施形態では、タービンバケット300は翼形部302を含む。翼形部302は、根元セグメント206及び/又は先端セグメント208の何れかに着脱自在に結合される少なくとも1つのダンパー304を含み、ダンパー304が先端セグメント208に対する根元セグメント206の位置を維持するようにする。代替の実施形態では、先端セグメント208は、先端セグメント208から半径方向外向きに延在して、翼形部302の円周方向幅308に沿って円周方向に向けられる少なくとも1つの突起306を含む。根元セグメント206は、幅308に沿って円周方向に向けられ且つ突起306に対応する少なくとも1つのスロット310を含む。代替の実施形態では、スロット310は、突起306を受けてジョイント312を形成するようなサイズ及び形状にされる。一実施形態では、突起306は、ダブテール形状を含み、スロット310は対応するダブテール溝を含む。代替の実施形態では、ダンパー304は、2つのダンパーセグメント314を含み、これらは連結され、さらに根元セグメント206、先端セグメント208及びジョイント312に結合されて、ダンパー304により根元セグメント206を先端セグメント208に着脱自在に結合できるようになる。このような実施形態では、ダンパー304は、ジョイント312を結合状態に維持するためのクランプ及び/又はジョイントキーとして機能し、その結果、根元セグメント206及び先端セグメント208の結合解除が阻止され、さらに、ダンパー304が取り外されたときにのみ根元セグメント206及び先端セグメント208を結合解除できるようになる。
図5は、タービンバケット100を組み立てるための例示的な方法400を示すフローチャートである。例示的な実施形態では、先端セグメント208の第1端部220は、根元セグメント206の第2端部216に着脱自在に結合される(402)。一実施形態では、結合段階(402)は、軸方向ジョイント204及び円周方向ジョイント312のうちの少なくとも1つを用いて達成される。他の実施形態では、結合段階402は、ダブテールジョイント、ダドジョイント、ボックスジョイント及び/又はさねはぎジョイントを用いて達成することができる。例示的な実施形態では、少なくとも1つのダンパー304は、先端セグメント208、根元セグメント206及び/又はジョイント312のうちの1つに着脱自在に結合し、ダンパー304が根元セグメント206を先端セグメント208に結合できるようになる(304)。例示的な実施形態では、ダンパー304は、先端セグメント208に対する根元セグメント206の位置を維持する。さらに、このような実施形態では、ダンパー304は、根元セグメント206が先端セグメント208から意図せずに結合解除されるのを阻止し、ダンパー304が取り外されたときに先端セグメント208及び根元セグメント206を結合解除できるようにするクランプ及び/又はジョイントキーとして機能する。
さらに、例示的な実施形態では、根元セグメント206に着脱自在に結合(402)される先端セグメント208は、根元セグメント206の一部において製作するのに使用される材料の密度とは異なる密度の材料を用いて少なくとも部分的に製作される。より具体的には、例示的な実施形態では、先端セグメント208は、根元セグメント206の一部において製作するのに使用される材料の密度よりも低密度の材料を用いて少なくとも部分的に製作され、先端セグメント208が根元セグメント206よりも軽量になるようにする。低密度の先端セグメント208を根元セグメント206に結合(402)することによって、組み立てられた翼形部110の全体の回転質量が低減される。従って、タービンの全体の回転質量もまた低減される。本明細書で記載される方法を用いてセグメント化翼形部を組み立てることにより、障害又は損傷を受けたタービンバケットを補修、改修及び/又は交換するのに用いる時間量を低減することができる。
上述の方法及び装置は、回転質量が低減されたタービンバケットを組み立てることを可能にする。より具体的には、先端セグメント及び根元セグメントを有するタービンバケットを組み立てることによって、先端セグメントは、根元セグメントの密度よりも低い密度を含む材料を用いて形成することができる。さらに、タービンバケットの先端セグメントの作動温度は、根元セグメントの作動温度よりも高くなることができるので、先端セグメントは、根元セグメントを作成するのに使用する材料よりも耐熱性が高く及び/又は耐暑性が向上した材料から形成することができる。さらに、先端セグメントが、例えば、先端摩耗事象によって損傷を受けた場合、先端セグメントは、タービンバケット全部の取り外しを必要とすることなく補修又は交換することができる。従って、ガスタービンエンジンシステムを維持するコストを低減できるようになる。
本明細書で記載される例示的な装置及び方法は、ガスタービンエンジンのセグメント化翼形部の組み立てとの関連において説明したが、本装置及び方法はガスタービンエンジンでの使用に限定されない点は理解されたい。例えば、本明細書で記載される固定具は、複数のタービン、並びに翼形部が回転するか又は固定であるかに関わらず、翼形部を用いたあらゆる装置で用いることができる。従って、請求項及び記載される実施形態は、請求項の技術的思想及び範囲内にある修正形態で実施することができることは、当業者には理解されるであろう。
以上、セグメント化タービンバケットアセンブリ用の方法及び装置の例示的な実施形態を詳細に説明した。本方法及び装置は、本明細書で記載される特定の実施形態に限定されず、むしろ、システムの構成要素及び/又は本方法の段階は、本明細書で記載される他の構成要素及び/又は段階とは独立して別個に利用することができる。例えば、本方法及び装置はまた、他の燃焼システム及び方法と組み合わせて用いることができ、本明細書で記載されるガスタービンエンジンアセンブリのみを用いて実施することに限定されるものではない。むしろ、例示的な実施形態は、他の多くの燃焼システム用途と関連して実施し利用することができる。
本発明の種々の実施形態の特定の特徴は一部の図面で示され、他の図面では示されない場合があるが、これは便宜上のことに過ぎない。さらに、上記の説明における「一実施形態」への言及は、記載の特徴を同様に組み込んでいる追加の実施形態の存在を排除するものとして解釈することを意図するものではない。本発明の原理によれば、図面の何れかの特徴は、他の何れかの図面のあらゆる特徴と組み合わせて言及し及び/又は特許請求することができる。
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、さらに、あらゆる当業者があらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる包含の方法を実施することを含めて、本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
10 ガスタービンエンジンシステム
12 吸気セクション
14 圧縮機セクション
16 燃焼器セクション
18 タービンセクション
20 排気セクション
22 ロータシャフト
24 燃焼器
26 燃料ノズルアセンブリ
28 負荷
30 タービンブレード又はバケット
100 タービンバケット
102 正圧側面
104 前縁
106 後縁
108 バケットダブテール
110 翼形部
112 プラットフォーム
114 軸方向長さ又はダブテール長さ
116 先端端部
118 先端長さ
120 バケット長さ又は半径方向長さ
122 先端セグメント
124 根元セグメント
126 第2の半径方向長さ又は先端セグメント半径方向長さ
128 直径
130 ジョイント
132 第1の材料
134 第2の材料
200 代替のタービンバケット
202 翼形部
204 ジョイント
206 根元セグメント
208 先端セグメント
210 直径
212 第1端部
214 プラットフォーム
216 第2端部
218 ダブテール部分
220 先端セグメント第1端部
222 第2端部
224 ダブテール部分
226 軸方向長さ
228 ダブテール溝
300 タービンバケット
302 翼形部
304 ダンパー
306 突起
308 円周方向幅
310 スロット
312 ジョイント
314 2つの直径セグメント

Claims (10)

  1. プラットフォーム(112,214)と、
    根元セグメント(124,206)と先端セグメント(122,208)を含み、プラットフォームから半径方向外向きに延在する翼形部(110,302)と
    根元セグメント(124,206)及び先端セグメント(122,208)のうちの1つ又は双方に着脱自在に結合され、翼形部の正圧側面及び/又は負圧側面から突出するように配置されて翼形部の振動を減衰すると共に、根元セグメント(124,206)と先端セグメント(122,208)との結合を維持するように構成された少なくとも1つのダンパー(128,210、304)と、
    を備えるタービンバケット(30,100,200,300)であって、
    元セグメントが第1端部(212)と根元第2端部(216)を含んでいて、根元第1端部がプラットフォームの半径方向外側表面から延在し、根元セグメントが根元第1端部から根元第2端部まで延在しており、先端セグメントが先端第1端部(220)と先端第2端部(222)を含んでいて、先端第1端部が根元第2端部に着脱自在に結合し、先端セグメントが根元第2端部から先端第2端部まで外向きに延在している、タービンバケット(30,100,200,300)。
  2. 先端セグメント(122,208)が、軸方向ジョイント(130)及び円周方向ジョイント(204)のうちの1つを用いて根元セグメント(124,206)に着脱自在に結合される、請求項1記載のタービンバケット(30,100,200,300)。
  3. 先端セグメント(122,208)が、ダブテールジョイント、ダドジョイント、ボックスジョイント及び/又はさねはぎジョイントを用いて根元セグメント(124,206)に着脱自在に結合される、請求項1記載のタービンバケット(30,100,200,300)。
  4. プラットフォーム(112,214)が第1の軸方向長さを持ち、先端第2端部が、第1の軸方向長さよりも長い第2の軸方向長さを持つ、請求項1乃至3のいずれかに記載のタービンバケット(30,100,200,300)。
  5. 先端セグメントが、第1の材料を含み、根元セグメントが第1の材料よりも低い耐熱性を有する第2の材料を含む、請求項4記載のタービンバケット(30,100,200,300)。
  6. 先端セグメント(122,208)が、根元セグメント(124,206)の材料とは異なる密度を有する材料を含む、請求項1乃至5のいずれかに記載のタービンバケット(30,100,200,300)。
  7. 先端セグメント(122,208)が、根元セグメント(124,206)の材料よりも低密度の材料を含む、請求項1乃至6のいずれかに記載のタービンバケット(30,100,200,300)。
  8. 請求項1乃至7のいずれかに記載のタービンバケット(30,100,200,300)を組み立てる方法であって、
    翼形部の根元セグメントに翼形部先端セグメントを着脱自在に結合する段階であって、根元セグメントは、タービンバケットの半径方向外側プラットフォームに結合される前記段階と、
    少なくとも1つのダンパー(304)を、先端セグメント(208)及び/又は根元セグメント(206)に着脱自在に結合する段階と、
    を含む、方法。
  9. 圧縮機(14)と、
    圧縮機により吐出される空気の少なくとも一部を受けるよう圧縮機と流れ連通した燃焼器(16)と、
    圧縮機に回転可能に結合されたロータシャフト(22)と、
    ロータシャフト(22)に結合される請求項1乃至8のいずれかに記載のタービンバケット(30,100,200,300)と
    を備える ガスタービンエンジンシステム(10)
  10. タービンバケット(30,100,200,300)がさらに、根元セグメント(124,206)及び先端セグメント(122,208)のうちの1つに着脱自在に結合された少なくとも1つのダンパー(128,210、304)を含む、請求項9記載のガスタービンエンジンシステム(10)。
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