JP5855831B2

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

Info

Publication number: JP5855831B2
Application number: JP2011011483A
Authority: JP
Inventors: ハーバート・チドセイ・ロバーツ; ジョン・グリーン
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2010-01-27
Filing date: 2011-01-24
Publication date: 2016-02-09
Anticipated expiration: 2031-01-24
Also published as: CH702611B1; CN102135016A; CH702611A2; JP2011153622A; DE102011000143A1; CN102135016B; US8398374B2; US20110182738A1; DE102011000143B4

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
３１４２つの直径セグメント

Claims

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、
根元セグメントが第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）。
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）。
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）。
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）。
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）。
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）。
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）。
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。
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）。
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）。