"プラットフォーム112,214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110,302とを備えるタービンバケット30,100,200,300であって、翼形部が根元セグメント124,206と先端セグメント122,208を含んでおり、根元セグメントが第1端部212と第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。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る少なくとも1つのダンパー128,210、304をさらに備える、請求項1記載のタービンバケット30,100,200,300。少なくとも1つのダンパー128,210、304が、先端セグメント122,208に対する根元セグメント124,206の相対位置を維持できるようにする、請求項4記載のタービンバケット30,100,200,300。少なくとも1つのダンパー128,210、304は、根元セグメント124,206が先端セグメント122,208から結合解除されるのを選択的に阻止する、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記載のタービンバケット30,100,200,300。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であって、上記タービンバケットが、プラットフォーム112,214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110,302とを備えており、翼形部が根元セグメント124,206と先端セグメント122,208を含んでおり、根元セグメントが第1端部212と第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、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。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。"