タービン軸を中心として環状にタービン翼が複数配列されて形成されるタービン翼列と、前記タービン翼に対して冷却空気を供給する冷却空気供給部とを備えるガスタービンエンジンであって、前記タービン翼が立設される基準面に連続すると共に当該タービン翼列の上流側に位置する流路面は、前記タービン軸方向から見て前記タービン翼の前縁に重なる領域の少なくとも一部であって前記基準面に対して窪む窪み領域と、前記タービン軸方向から見て前記タービン翼の前縁間に位置する領域の少なくとも一部であって前記基準面に対して突出する突出領域とを有することを特徴とするガスタービンエンジン。前記タービン軸方向から見た前記窪み領域による前記基準面からの窪み面積と、前記タービン軸方向から見た前記突出領域による前記基準面からの突出面積とが等しく設定されていることを特徴とする請求項1記載のガスタービンエンジン。前記タービン翼は、タービン静翼であることを特徴とする請求項1または2記載のガスタービンエンジン。ところで、タービン翼やエンドウォールは、高温の燃焼ガスに晒されることから高い耐熱性能を要求される。そこで、要求される耐熱性能を満足させるために、タービン翼及びエンドウォールを冷却する方法が提案されている。具体的には、このような方法の一つとして、冷却空気をタービン翼の上流側に供給し、エンドウォールの表面に沿って流すことで、エンドウォールの表面をフィルム冷却する方法が提案されている。しかしながら、タービン翼の上流側におけるエンドウォール表面の静圧分布は、タービン翼が存在することに起因して均一ではなくなる。つまり、タービン翼の上流側においては、タービン軸を中心とする周方向における静圧分布が不均一となる。このため、タービン翼の上流側において冷却空気の流れやすい領域と流れ難い領域とが存在することとなり、冷却膜冷却空気の層の厚みが不均一となる。この結果、タービン翼の上流側においてエンドウォール表面の温度が不均一となって温度が高い領域が発生し、流路面における冷却効率のばらつきが大きくなる。供給する冷却空気の流量は、上述の冷却空気が流れ難く冷却膜が薄い領域において耐熱性能が満足されるように設定する必要がある。このため、流路面における冷却効率のばらつきが大きい場合には、冷却空気が流れ難い領域への冷却空気の供給量を耐熱性能が満足される流量とすることに付随し、元々冷却空気が流れやすい領域への冷却空気の供給量が耐熱性能を満足するために必要される量に対して過多となってしまう。この結果、全体としての冷却空気の供給量が増加し、ガスタービンエンジンの性能低下を招くこととなる。本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、タービン翼列の上流側の流路面に対して冷却空気を供給するガスタービンエンジンにおいて、流路面における冷却効率の均一化を図ることを目的とする。本発明は、上記課題を解決するための手段として、以下の構成を採用する。第1の発明は、タービン軸を中心として環状にタービン翼が複数配列されて形成されるタービン翼列と、上記タービン翼に対して冷却空気を供給する冷却空気供給部とを備えるガスタービンエンジンであって、上記タービン翼が立設される基準面に連続すると共に当該タービン翼列の上流側に位置する流路面が、上記タービン軸方向から見て上記タービン翼の前縁に重なる領域の少なくとも一部であって上記基準面に対して窪む窪み領域と、上記タービン軸方向から見て上記タービン翼の前縁間に位置する領域の少なくとも一部であって上記基準面に対して突出する突出領域とを有するという構成を採用する。第2の発明は、上記第1の発明において、上記タービン軸方向から見た上記窪み領域による上記基準面からの窪み面積と、上記タービン軸方向から見た上記突出領域による上記基準面からの突出面積とが等しく設定されているという構成を採用する。第3の発明は、上記第1または第2の発明において、上記タービン翼が、タービン静翼であるという構成を採用する。タービン翼列の形成領域に連続すると共に当該タービン翼列の上流側に位置する流路面以下、タービン翼列の上流側流路面と称するをタービン翼列の形成領域タービン翼が立設される基準面に対して窪ませた場合には、タービン翼が存在することに起因する静圧の上昇を抑制することができる。そして、本発明においては、タービン軸方向から見てタービン翼の前縁に重なる領域の少なくとも一部がタービン翼が立設される基準面に対して窪む窪み領域とされている。タービン軸方向から見てタービン翼の前縁に重なる領域は、窪み領域を形成しない場合には、タービン翼が存在することによって静圧が上昇する領域である。このため、本発明によれば、窪み領域によって、本来であれば大きく静圧が上昇する領域の静圧の上昇を抑制することができる。したがって、本発明によれば、タービン軸を中心とする周方向の静圧分布を均一化することができ、冷却空気供給部から供給される冷却空気の層以下、冷却膜と称するの厚みを均一化することができる。この結果、本発明によれば、タービン翼列の上流側流路面に温度が高い領域が発生することを抑制されて、流路面における冷却効率の均一化が図られる。よって、全体としての冷却空気の供給量を減少させ、ガスタービンエンジンの性能向上を図ることが可能となる。ただし、上述の窪み領域では流路面が流路面積の広がる方向に変位することとなるため、タービン翼列の上流側の流路面積が増大することとなり、タービン翼列上流側の空力性能の変動に繋がる。これに対し、本発明は、タービン軸方向から見てタービン翼の前縁間に位置する領域の少なくとも一部であってタービン翼が立設される基準面に対して突出する突出領域を有している。このため、本発明では、突出領域では流路面が流路面積の狭まる方向に変位し、窪み領域による流路面積の増大と合わせて、タービン翼列の上流側の流路面積全体が変化することを抑制することができる。したがって、本発明によれば、空力性能の変動を抑えつつ、流路面における冷却効率の均一化を図ることができる。以下、図面を参照して、本発明に係るガスタービンエンジンの一実施形態について説明する。なお、以下の図面においては、各部材を認識可能な大きさとするために、各部材の縮尺を適宜変更している。また、以下の説明においては、ガスタービンエンジンの一例として、2軸のジェットエンジンを挙げて説明を行う。図1は、本実施形態のジェットエンジンS1の概略構成を模式的に示す断面図である。この図に示すように、本実施形態のジェットエンジンS1は、アウターカウル1と、インナーカウル2と、ファン3と、低圧圧縮機4と、高圧圧縮機5と、燃焼器6と、高圧タービン7と、低圧タービン8と、シャフト9と、主ノズル10と、冷却空気供給部11とを備えている。アウターカウル1は、ジェットエンジンS1のなかで上流側に配置された円筒形部材であり、空気の流れ方向の上流端及び下流端が開口端とされ、上流端が空気取込口として機能するものである。そして、アウターカウル1は、図1に示すように、その内部にインナーカウル2の上流側及びファン3を収容している。インナーカウル2は、アウターカウル1よりも小径の円筒形部材であり、アウターカウル1と同様に、空気の流れ方向の上流端及び下流端が開口端とされている。このインナーカウル2は、ジェットエンジンS1の主要部である低圧圧縮機4と、高圧圧縮機5と、燃焼器6と、高圧タービン7と、低圧タービン8と、シャフト9と、主ノズル10等を内部に収容している。なお、インナーカウル2の内部は、アウターカウル1に取込まれた空気の一部及び燃焼器6で生成される高温ガスが通る流路以下、コア流路12と称するとされている。また、図1に示すように、アウターカウル1とインナーカウル2とは、空気の流れ方向から見て同心円状に配置されており、隙間を空けて配置されている。そして、アウターカウル1とインナーカウル2との隙間は、アウターカウル1内に取込まれた空気のうち、コア流路12に流れこまない残部を外部に排出するバイパス流路13とされている。また、アウターカウル1及びインナーカウル2は、不図示のパイロンにより航空機の機体に取り付けられている。ファン3は、アウターカウル1内に流れ込む空気流を形成するものであり、シャフト9に固定されるファン動翼3aと、バイパス流路13に配置されるファン静翼3bとを備えている。なお、後に詳説するシャフト9は、空気の流れ方向から見て、半径方向に2つに分割されている。より詳細には、シャフト9は、芯部である中実の第1シャフト9aと、第1シャフト9aを囲って外側に配置される中空の第2シャフト9bとによって構成されている。ファン動翼3aは、シャフト9の第1シャフト9aに固定されている。低圧圧縮機4は、高圧圧縮機5よりも上流側に配置されており、ファン3によってコア流路12に送り込まれた空気を圧縮するものである。この低圧圧縮機4は、シャフト9の第1シャフト9aに固定される動翼4aと、インナーカウル2の内壁に固定される静翼4bとを備えている。高圧圧縮機5は、図1に示すように、低圧圧縮機4よりも下流側に配置されており、低圧圧縮機4から送り込まれた空気をさらに高圧に圧縮するものである。この高圧圧縮機5は、シャフト9の第2シャフト9bに固定される動翼5aと、インナーカウル2の内壁に固定される静翼5bとを備えている。なお、低圧圧縮機4と同様に、動翼5aは、環状に等間隔で複数配列されて1つの動翼列を構成している。また、静翼5bも環状に等間隔で複数配列されて1つの静翼列を構成している。そして、空気の流れ方向において、静翼列と動翼列とが交互に複数配置されている。燃焼器6は、高圧圧縮機5の下流側に配置されており、高圧圧縮機5から送り込まれる圧縮空気と、不図示のインジェクタから供給される燃料との混合気を燃焼することによって高温ガスを生成するものである。高圧タービン7は、燃焼器6の下流側に配置されており、燃焼器6から排出される高温ガスから回転動力を回収するものである。この高圧タービン7は、シャフト9の第2シャフト9bに固定される複数のタービン動翼7aと、コア流路12に固定される複数のタービン静翼7bとを備えており、タービン静翼7bに整流された高温ガスをタービン動翼7aで受けて第2シャフト9bを回転駆動する。そして、本実施形態においては、高圧タービン7が備えるタービン静翼7bが本発明のタービン翼に相当する。このタービン静翼7bは、タービン軸L図1参照を中心として環状に複数配列されており、タービン静翼列20を形成している。つまり、本実施形態においては、タービン静翼列20は、タービン軸Lを中心として環状にタービン静翼7bが複数配列されて形成されている。図2は、タービン静翼列20の一部を含む斜視図である。この図に示すように、タービン静翼7bは、ハブ側タービン軸L側の端部が内側エンドウォール30に固定され、チップ側タービン軸Lから遠い側の端部が外側エンドウォール40に固定されている。内側エンドウォール30と外側エンドウォール40は、タービン軸L方向において、タービン静翼7bの前後に張り出す長さを有しており、タービン静翼7bの上流側及び下流側に、燃焼器6から排出される高温ガスの流路を形成している。そして、本実施形態においては、内側エンドウォール30の表面の一部であって、タービン軸L方向においてタービン静翼列20の上流側に位置する流路面以下、上流側流路面31と称するは、図3の模式図に示すように、窪み領域31aと突出領域31bとを有している。窪み領域31aは、タービン軸L方向から見てタービン静翼7bの前縁7b1に重なる領域の一部に設けられており、タービン静翼7bが立設される基準面32に対して窪む領域である。なお、窪み領域31aでは、内側エンドウォール30の表面が基準面32よりもタービン軸L側に変位することで窪みが形成されている。また、ここで言う基準面32とは、タービン静翼7bが主として支えられる面であり、図2に示すように、タービン静翼7bタービン翼のコード長方向において、少なくとも後縁側の半分前縁と後縁との間の中間位置から後縁までが形成される内側エンドウォール30の表面を意味している。この基準面32は、仮に、窪み領域31a及び突出領域31bが存在しないとすると、当該領域における内側エンドウォール30の表面が存在する面である。突出領域31bは、タービン軸L方向から見てタービン静翼7の前縁7b1間に位置する領域の一部に設けられており、基準面32に対して突出する領域である。なお、突出領域31bでは、内側エンドウォール30の表面が基準面32よりもタービン軸Lと反対側に変位することで突出部が形成されている。つまり、本実施形態においては、窪み領域31aと突出領域31bとがタービン静翼7bの配列ピッチと同ピッチで繰り返し設けられており、これによって上流側流路面31が図3の模式図に示すように、タービン軸Lを中心とする周方向に波打った形状を有している。そして、本実施形態においては、図3に示すように、タービン軸L方向から見た窪み領域31aによる基準面32からの窪み面積Raと、タービン軸L方向から見た突出領域31bによる基準面32からの突出面積Rbとが等しく設定されている。つまり、窪み面積Raの総和と突出面積Rbの総和とが等しくなるように、窪み領域31aの窪み量と突出領域31bの突出量が設定されている。図1に戻り、低圧タービン8は、高圧タービン7の下流側に配置されており、高圧タービン7を通過した高温ガスからさらに回転動力を回収するものである。この低圧タービン8は、シャフト9の第1シャフト9aに固定される複数のタービン動翼8aと、コア流路12に固定される複数のタービン静翼8bとを備えており、タービン静翼8bによって整流された高温ガスをタービン動翼8aで受けて第1シャフト9aを回転駆動する。シャフト9は、空気の流れ方向に向いて配置される棒状部材であり、タービン高圧タービン7及び低圧タービン8にて回収された回転動力をファン3及び圧縮機低圧圧縮機4及び高圧圧縮機5に伝達するものである。このシャフト9は、上述のように、半径方向に分割されて、第1シャフト9aと、第2シャフト9bとによって構成されている。そして、第1シャフト9aは、上流側にファン3のファン動翼3a及び低圧圧縮機4の動翼4aが取り付けられ、下流側に低圧タービン8のタービン動翼8aが取り付けられている。また、第2シャフト9bは、上流側に高圧圧縮機5の動翼5aが取り付けられ、下流側に高圧タービン7のタービン動翼7aが取り付けられている。主ノズル10は、低圧タービン8のさらに下流側に設けられると共に、ジェットエンジンS1の後方に向けて低圧タービン8を通過した高温ガスを噴射するものである。そして、この主ノズル10から高温ガスが噴射される際の反作用によってジェットエンジンS1の推力が得られる。冷却空気供給部11は、高圧圧縮機5で生成された圧縮空気を抽気し、この抽気した圧縮空気を冷却空気として、内側エンドウォール30の上流側端部からタービン静翼7bに向けて供給する。なお、冷却空気供給部11は、低圧圧縮機4で生成された圧縮機を抽気し、この抽気した圧縮空気を冷却空気として、内側エンドウォール30の上流側端部からタービン静翼7bに向けて供給するように構成されていても良い。このような構成を有する本実施形態のジェットエンジンS1においては、定常状態では、ファン3の駆動によってアウターカウル1内に空気が取込まれ、その一部がコア流路13に流入する。そして、コア流路13に流入した空気は、低圧圧縮機4及び高圧圧縮機5によって順次圧縮され、燃焼器6に供給される。燃焼器6に供給された圧縮空気は、燃料と混合されて混合気とされる。そして、当該混合気が燃焼器6によって燃焼されることによって高温ガスが生成される。燃焼器6において生成された高温ガスは、高圧タービン7及び低圧タービン8を通過して主ノズル10からジェットエンジンS1の後方に噴射される。これによって推進力が得られる。なお、高温ガスが高圧タービン7を通過する際に、高圧タービン7によって回転動力が回収され、第2シャフト9bを介して高圧圧縮機5の動翼5aが回転駆動される。また、高温ガスが低圧タービン8を通過する際に、低圧タービン8によって回転動力が回収され、第1シャフト9aを介してファン3のファン動翼3a及び低圧圧縮機4の動翼4aが回転駆動される。以上のような本実施形態のジェットエンジンS1は、上流側流路面31にて、タービン軸L方向から見てタービン静翼7bの前縁に重なる領域の少なくとも一部が基準面32に対して窪む窪み領域31aを有している。上流側流路面31を基準面32に対して窪ませた場合には、タービン静翼7bが存在することに起因する静圧の上昇を抑制することができる。そして、タービン軸L方向から見てタービン静翼7bの前縁7b1に重なる領域は、窪み領域31aを形成しない場合には、タービン静翼7bが存在することによって静圧が上昇する領域である。このため、本実施形態のジェットエンジンS1によれば、窪み領域31aによって、本来であれば大きく静圧が上昇する領域の静圧の上昇を抑制することができる。したがって、本実施形態のジェットエンジンS1によれば、タービン軸Lを中心とする周方向の静圧分布を均一化することができ、冷却空気供給部11から供給される冷却空気によって形成される冷却膜の厚みを均一化することができる。この結果、本実施形態のジェットエンジンS1によれば、上流側流路面31に温度が高い領域が発生することを抑制されて、流路面における冷却効率の均一化を図ることができる。よって、全体としての冷却空気の供給量を減少させ、ジェットエンジンS1の性能向上を図ることが可能となる。また、本実施形態のジェットエンジンS1においては、上流側流路面31にて、タービン軸方向から見てタービン静翼7bの前縁7b1間に位置する領域の少なくとも一部が基準面32に対して突出する突出領域31bを有している。このため、本実施形態のジェットエンジンS1では、突出領域31bでは流路面が流路面積の狭まる方向に変位し、窪み領域31aによる流路面積の増大と合わせて、タービン静翼列20の上流側の流路面積全体が変化することを抑制することができる。なお、本実施形態においては、タービン軸L方向から見た窪み領域31aによる基準面32からの窪み面積Raと、タービン軸L方向から見た突出領域31bによる基準面32からの突出面積Rbとが等しく設定されている。このため、窪み領域31a及び突出領域31bを設けることによってタービン静翼列20の上流側の流路面積全体が変化しないように構成されている。したがって、本実施形態のジェットエンジンS1によれば、空力性能の変動を抑えつつ、流路面における冷却効率の均一化を図ることができる。以上、添付図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明は、上記実施形態に限定されないことは言うまでもない。上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の趣旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。例えば、上記実施形態においては、タービン静翼7bを本発明のタービン翼とし、内側エンドウォール30の表面を本発明における基準面に連続すると共にタービン翼列の上流側に位置する流路面とする構成について説明した。しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、本発明のタービン翼をタービン動翼7aとし、本発明における基準面に連続すると共にタービン翼列の上流側に位置する流路面をタービン動翼7aが固定されるハブの表面とする構成を採用することも可能である。つまり、本発明を適用して、タービン動翼7aによって形成されるタービン動翼列の上流側流路面に窪み領域と突出領域を設ける構成を採用することも可能である。この他、例えば、本発明では、外側エンドウォール40の上流側流路面に窪み領域と突出領域を設ける構成を採用することも可能である。また、本発明では、低圧タービン8のタービン静翼列の上流側流路面あるいはタービン動翼列の上流側流路面に窪み領域と突出領域を設ける構成を採用することも可能である。また、上記実施形態における窪み領域31a及び突出領域31bの形状は一例であり、内側エンドウォール30の加工限界や空力性能を考慮して適宜設定することが可能である。