前縁と後縁との間に凸面状の背面と凹面状の腹面とを有する翼本体と、該翼本体の端部が接続された翼端壁とを備え、周方向に複数配される回転機械の翼体において、前記翼本体は、本体部と、該本体部と前記翼端壁との間に設けられ、前記本体部と比較して、前記前縁から前記後縁までの全体にわたって前記腹面側に翼の厚さが厚くなるように形成された翼厚部とを有し、該翼厚部における前記腹面である翼厚部腹面は、翼弦に沿う方向に直交する断面で、前記本体部における前記腹面である本体部腹面と前記翼端壁の表面とに、それぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されているとともに、翼高さ方向に直交する断面で、前記前縁と前記後縁とに、それぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されていることを特徴とする回転機械の翼体。請求項1に記載の回転機械の翼体において、前記翼厚部は、前記翼端壁の表面から翼高さ方向に、前記翼端壁の表面における翼弦長の50以内の範囲に形成されていることを特徴とする回転機械の翼体。請求項1または請求項2に記載の回転機械の翼体において、前記翼厚部は、前記翼端壁の表面から翼高さ方向に頂点となる位置が、前記翼端壁の表面から前記翼端壁の表面における翼弦長の5以上の範囲に形成されていることを特徴とする回転機械の翼体。静翼と、該静翼の下流側に配された動翼とが、交互に複数段設けられたガスタービンであって、下流側に前記動翼または前記静翼が配される少なくとも1段の前記静翼または前記動翼が、請求項1から請求項3のいずれか一項に記載の回転機械の翼体であることを特徴とするガスタービン。前縁と後縁との間に凸面状の背面と凹面状の腹面とを有する翼本体と、該翼本体の端部が接続された翼端壁とを備える回転機械の翼体の設計方法において、予め設定された条件に基づいて、前縁と後縁との間に凸面状の基準背面と凹面状の基準腹面とを有する基準翼本体、及び該基準翼本体の端部が接続された基準翼端壁を備える基準翼体を決定する基準翼体決定工程と、該基準翼体決定工程で決定された前記基準翼体の前記基準腹面側における前記翼端壁の表面に、翼弦よりも内側の範囲で、前記前縁と前記後縁とに連続するように、かつ、前記翼弦側に凹である滑らかな凹曲線となる基端線を決定する基端線決定工程と、前記基端線決定工程で決定された前記基端線で、前記基準翼端壁の表面に連続するとともに、前記翼弦に沿う方向に直交する断面で滑らかな凹曲面状になるようにして、前記基準翼本体の前記基準腹面に連続する曲面である翼厚部腹面を設定する翼厚部腹面設定工程と、前記腹面を、前記翼厚部腹面設定工程で前記翼厚部腹面が設定された部分については該翼厚部腹面とし、前記翼厚部腹面設定工程で前記翼厚部腹面が設定されない部分については前記基準腹面として、前記翼体を決定し、前記基準腹面に連続して接続される表面を有するものとして前記翼端壁を決定する翼体決定工程とを備えることを特徴とする回転機械の翼体の設計方法。しかしながら、特許文献1の翼体では、効果的に圧力損失を低減することができず、より効果的に圧力損失を低減してタービン効率を向上させる技術が望まれている。また、特許文献1の翼体では、翼端壁が斜面を有して隆起するような形状となることで、翼としての性能を発揮する翼本体部分の高さが減少することとなり、結果としてタービン効率が低下してしまう場合があるという問題があった。本発明は、上記課題を解決するためになされたものであって、圧力損失を効果的に抑制することが可能な回転機械の翼体、該翼体を備えたガスタービン、及び回転機械の翼体の設計方法を提供するものである。上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を提案している。本発明は、前縁と後縁との間に凸面状の背面と凹面状の腹面とを有する翼本体と、該翼本体の端部が接続された翼端壁とを備え、周方向に複数配される回転機械の翼体において、前記翼本体は、本体部と、該本体部と前記翼端壁との間に設けられ、前記本体部と比較して、前記前縁から前記後縁までの全体にわたって前記腹面側に翼の厚さが厚くなるように形成された翼厚部とを有し、該翼厚部における前記腹面である翼厚部腹面は、翼弦に沿う方向に直交する断面で、前記本体部における前記腹面である本体部腹面と前記翼端壁の表面とに、それぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されているとともに、翼高さ方向に直交する断面で、前記前縁と前記後縁とに、それぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されていることを特徴としている。この構成によれば、前縁から腹面側に流入する流体は、翼厚部においては、本体部と比較して、前縁から後縁までの全体にわたって腹面側に翼の厚さが厚くなるように形成されているため、流体の流通面積が減少し、増速し、静圧が低下することとなる。このため、周方向に隣り合う翼体の互いに対向する腹面と背面との間での静圧差が減少することとなり、これにより一方の翼体の腹面側から、他方の翼体の背面側へと流れる所謂クロスフローが緩和されることとなる。また、クロスフローが緩和されることにより、該クロスフローが翼体の背面に衝突して巻き上がることによって生ずる二次流れも抑制することができる。この際、翼厚部における翼厚部腹面は、翼弦に沿う方向に直交する断面で本体部における腹面である本体部腹面と、翼端壁の表面とにそれぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されているとともに、翼高さ方向に直交する断面で、前縁と後縁とに連続するような滑らかな凹曲面状に形成されている。このため、正圧が作用する腹面としての機能を保つことができ、翼高さ方向全体にわたって効果的に翼としての性能を発揮することができる。また、上記のとおり、翼厚部においては流体の静圧が低下することで、本体部において翼厚部近傍を流れる流体は、後縁側において相対的に静圧が低い翼厚部側へと流入し、翼厚部後縁側における流体の流量を増大させることができる。このため、当該翼体の下流側に他の翼体、例えば、当該翼体がガスタービンにおける動翼であって、下流側の他の翼体が静翼である場合には、動翼の後縁から静翼に流れる流体の流量のうち、翼端壁近傍の流量を増加させることができ、これにより下流側の静翼の前縁における馬蹄形の渦の形成を抑制することができる。結果として、下流側の静翼において、馬蹄形の渦が形成されることによる圧力損失も抑制することができる。上記の回転機械の翼体において、前記翼厚部は、前記翼端壁の表面から翼高さ方向に、前記翼端壁の表面における翼弦長の50以内の範囲に形成されていることを特徴としている。この構成によれば、より効果的に、翼高さ方向全体にわたって翼としての性能を発揮することができる。上記の回転機械の翼体において、前記翼厚部は、前記翼端壁の表面から翼高さ方向に頂点となる位置が、前記翼端壁の表面から前記翼端壁の表面における翼弦長の5以上の範囲に形成されていることを特徴としている。この構成によれば、より効果的にクロスフローを抑制することができる。また、下流側に他の翼体がある場合には、当該他の翼体の前縁における馬蹄形の渦の形成をより効果的に抑制することができる。また、本発明は、静翼と、該静翼の下流側に配された動翼とが、交互に複数段設けられたガスタービンであって、下流側に前記動翼または前記静翼が配される少なくとも1段の前記静翼または前記動翼が、請求項1から請求項3のいずれか一項に記載の回転機械の翼体であることを特徴としている。この構成によれば、上記翼体となる静翼または動翼では、圧力損失を抑制することができ、また、下流側の動翼または静翼における圧力損失も抑制することができる。このため、タービン効率の向上を図ることができる。また、本発明は、前縁と後縁との間に凸面状の背面と凹面状の腹面とを有する翼本体と、該翼本体の端部が接続された翼端壁とを備える回転機械の翼体の設計方法において、予め設定された条件に基づいて、前縁と後縁との間に凸面状の基準背面と凹面状の基準腹面とを有する基準翼本体、及び該基準翼本体の端部が接続された基準翼端壁を備える基準翼体を決定する基準翼体決定工程と、該基準翼体決定工程で決定された前記基準翼体の前記基準腹面側における前記翼端壁の表面に、翼弦よりも内側の範囲で、前記前縁と前記後縁とに連続するように、かつ、前記翼弦側に凹である滑らかな凹曲線となる基端線を決定する基端線決定工程と、前記基端線決定工程で決定された前記基端線で、前記基準翼端壁の表面に連続するとともに、前記翼弦に沿う方向に直交する断面で滑らかな凹曲面状になるようにして、前記基準翼本体の前記基準腹面に連続する曲面である翼厚部腹面を設定する翼厚部腹面設定工程と、前記腹面を、前記翼厚部腹面設定工程で前記翼厚部腹面が設定された部分については該翼厚部腹面とし、前記翼厚部腹面設定工程で前記翼厚部腹面が設定されない部分については前記基準腹面として、前記翼体を決定し、前記基準腹面に連続して接続される表面を有するものとして前記翼端壁を決定する翼体決定工程とを備えることを特徴としている。この方法によれば、基準翼体決定工程、基端線決定工程、翼厚部腹面設定工程、及び翼体決定工程を実行することにより、翼弦に沿う方向に直交する断面で、基準腹面とされた腹面の部分と、翼端壁の表面とにそれぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されるとともに、翼高さ方向に直交する断面で、前記前縁と前記後縁とに連続するような滑らかな凹曲面状に形成される翼厚部腹面を有する翼の厚さが厚くなる部分を備えた翼体を設計することができる。そして、このような翼体においては、上記のとおり、翼性能を効果的に発揮しつつ、クロスフローを抑えて圧力損失の増大を抑制することができる。また、下流側に他の翼体を配置する場合には、当該他の翼体の前縁での馬蹄形の渦の発生を抑制して、当該他の翼体における圧力損失も抑制することができる。本発明の回転機械によれば、圧力損失を効果的に抑制することができる。また、本発明のガスタービンによれば、タービン効率の向上を図ることができる。また、本発明の回転機械の翼体の設計方法によれば、圧力損失を効果的に抑制することが可能な翼体を設計することができる。以下、本発明に係る実施の形態について図面を参照して説明する。本発明に係る一実施形態について、図1から図13を参照して説明する。ガスタービン1は、圧縮空気を生成する圧縮機2と、圧縮機2で生成された圧縮空気に燃料を混合して燃焼させて燃焼ガスMを生成する燃焼器3と、燃焼器3で生成された燃焼ガスMを作動流体として回転駆動するタービン4とを備える。圧縮機2及びタービン4には回転軸5が挿通されている。圧縮機2は、回転軸5が挿通された圧縮機ケーシング2aと、回転軸5とともに回転可能な圧縮機動翼2bと、圧縮機ケーシング2aに固定された圧縮機静翼2cとを有する。圧縮機動翼2b及び圧縮機静翼2cは、周方向Rに複数、放射状にそれぞれ設けられている。圧縮機動翼2b及び圧縮機静翼2cは、軸方向Pに交互に設けられており、周方向Rに設けられた複数の翼によってそれぞれ1段を構成し、それぞれ複数段設けられている。そして、吸気された空気は、圧縮機静翼2c間を流通し、下流側の圧縮機動翼2bの回転により圧縮されることを繰り返すことで、圧縮されて圧縮空気が生成される。また、タービン4は、回転軸5が挿通されたタービンケーシング10と、回転軸5ともに回転可能なタービン動翼20と、タービンケーシング10に固定されたタービン静翼30とを有する。タービン動翼20及びタービン静翼30は、周方向Rに複数、放射状にそれぞれ設けられている。また、タービン動翼20及びタービン静翼30は、軸方向Pに交互に設けられており、周方向Rに設けられた複数の翼によってそれぞれ1段を構成し、それぞれ複数段設けられている。そして、燃焼器3から流入した作動流体である燃焼ガスMは、タービン静翼30間を流通し、下流側のタービン動翼20を回転させることを繰り返すことで、タービン動翼20が固定された回転軸5にトルクを与えて回転させる。図2は、タービン動翼20と、軸方向Pにおいてその下流側に位置するタービン静翼30の詳細を示す斜視図である。図2に示すように、タービン動翼20は、前縁21と後縁22との間に凸面状の背面23と凹面状の腹面24とを有する翼本体25と、該翼本体25の内周側となる基端部が接続された翼端壁であるプラットフォーム26と備える。なお、タービン動翼20の翼本体25の先端部の外周側には、隙間を有してタービンケーシング10の一部を構成する分割環10aが配されている。また、タービン静翼30は、前縁31と後縁32との間に凸面状の背面33と凹面状の腹面34とを有する翼本体35と、翼本体35の外周側となる基端部が接続された翼端壁である外側シュラウド36と、翼本体25の内周側となる先端部が接続された翼端壁である内側シュラウド37とを備える。タービン動翼20のプラットフォーム26と、タービン静翼30の内側シュラウド37とは、互いに隙間を有して軸方向Pに交互に配されており、燃焼ガスMが流通する燃焼ガス流路4bの内周側の隔壁を構成している。また、分割環10aと、タービン静翼30の外側シュラウド36とは、互いに隙間を有して軸方向Pに交互に配されており、燃焼ガス流路4bの外周側の隔壁を構成している。図2から図4に示すように、タービン動翼20の翼本体25は、本体部251と、該本体部251とプラットフォーム26との間に設けられ、本体部251と比較して、前縁21から後縁22までの全体にわたって腹面24側に翼の厚さが厚くなるように形成された翼厚部252とを有する。ここで、図3に示す翼高さ方向に直交する断面において、前縁21及び後縁22のそれぞれに端部で接し、これら前縁21と後縁22とを結ぶ1点鎖線で示す線分は翼弦28である。また、翼本体25の腹面24及び背面23において、本体部251におけるものを本体部腹面241及び本体部背面231と称し、翼厚部252におけるものを翼厚部腹面242及び翼厚部背面232と称する。本体部腹面241及び本体部背面231、並びに、翼厚部背面232における翼弦28に沿った曲面形状、並びに回転軸5における径方向Rとなる翼高さ方向に沿う曲面形状は、要求されるタービン性能、作動流体の特性等に基づいて、公知の手法により設計される。また、翼厚部腹面242は、上記同様に、要求されるタービン性能、作動流体の特性等に基づいて、公知の手法により設計された曲面形状から、さらに後述する工程を経て翼の厚さが厚くなるような処理がされた形状に設計される。その結果、図3及び図4に示すように、翼厚部腹面242は、翼弦28に沿う方向に直交する断面図4で、本体部腹面241と、翼端壁であるプラットフォーム26の表面26aとにそれぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されているとともに、翼高さ方向に直交する断面図3で、前縁21と後縁22とに連続するような滑らかな凹曲面状に形成されている。ここで、翼厚部腹面242の高さは、終端となる前縁21及び後縁22のそれぞれから腹面24中央付近に向かって次第に高くなり頂点T24が形成される。そして、当該頂点T24の翼高さ方向の位置は、プラットフォーム26の表面26aから、表面26aの位置翼高さ方向0位置における翼弦長L28aの5以上50以下に設定することが好ましい。次に、この実施形態の作用について説明する。図5及び図6に示すように、燃焼ガス流路4b内において、上流から下流に向かって流通する燃焼ガスMは、タービン動翼20の前縁21において分割されて、腹面24側と背面23側へと流れ、それぞれ隣り合うタービン動翼20同士の間を流通する。翼厚部252においては、本体部251と比較して、前縁21から後縁22までの全体にわたって腹面24側に翼の厚さが厚くなるように形成されているため、燃焼ガスMの流通面積が減少し、増速し、静圧が低下することとなる。このため、周方向Rに隣り合うタービン動翼20の互いに対向する腹面24と背面23との間での静圧差が減少することとなり、これにより一方のタービン動翼20の腹面24側から、他方のタービン動翼20の背面23側へと流れるクロスフローM1が緩和されることとなる。また、クロスフローM1が緩和されることにより、該クロスフローM1がタービン動翼20の背面23に衝突して巻き上がることによって生ずる二次流れM2も抑制することができる。ここで、上記のとおり、翼厚部252における翼厚部腹面242は、翼弦28に沿う方向に直交する断面で本体部251における腹面24である本体部腹面241と、プラットフォーム26の表面26aとにそれぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されているとともに、翼高さ方向径方向Qに直交する断面で、前縁21と後縁22とに連続するような滑らかな凹曲面状に形成されている。このため、正圧が作用する腹面24としての機能を保つことができ、翼高さ方向全体にわたって効果的に翼としての性能を発揮することができる。また、上記のとおり、翼厚部252においては燃焼ガスMの静圧が低下することで、本体部251において翼厚部252近傍を流れる燃焼ガスMの一部の流れM3は、後縁22側において相対的に静圧が低い翼厚部252側へと流入し、翼厚部252後縁22側における燃焼ガスMの流量を増大させることができる。このため、当該タービン動翼20の下流側のタービン静翼30には、タービン動翼20の後縁22からタービン静翼30に流れる燃焼ガスMの流量のうち、翼端壁となる内側シュラウド37近傍の流量を増加させることができ、これにより下流側のタービン静翼30の前縁31における馬蹄形の渦M4の形成を抑制することができる。結果として、下流側のタービン静翼30において、馬蹄形の渦M4が形成されることによって生ずる圧力損失も抑制することができる。このため、ガスタービン1においては、タービン4効率の向上を図ることができる。ここで、翼厚部252は、プラットフォーム26の表面26aから翼高さ方向に、翼弦長L28aの50以内の範囲に形成されていることで、より効果的に、翼高さ方向全体にわたって翼としての性能を発揮することができる。また、翼厚部252は、プラットフォーム26の表面26aから翼高さ方向に頂点T24となる位置が、プラットフォーム26の表面26aから翼弦長L28aの5以上の範囲に形成されていることで、より効果的にクロスフローM1を抑制することができる。また、下流側のタービン静翼30には、当該タービン静翼30の前縁31における馬蹄形の渦M4の形成をより効果的に抑制することができる。次に、このようなタービン静翼30の設計方法について説明する。本実施形態の設計方法は、基準翼体決定工程と、基端線決定工程と、翼厚部腹面設定工程と、翼体決定工程とを備え、これらを実行することでタービン静翼30を設計する。以下、詳細を示す。図7に示すように、まず基準翼体決定工程として、予め設定された条件に基づいて、前縁121と後縁122との間に凸面状の基準背面123と凹面状の基準腹面124とを有する基準翼本体125、及び該基準翼本体125の端部が接続された基準翼端壁126を備える基準翼体120を決定する。ここで、予め設定された条件とは、要求されるタービン出力、燃焼ガスMの温度、燃焼ガスMの流量などである。また、基準翼体120の決定は、例えばCFD解析を実施して行われる。次に、図8に示すように、基端線決定工程として、基準翼体決定工程で決定された基準翼体120の基準腹面124側における基準翼端壁126の表面126aに、基翼弦128よりも内側の範囲で、前縁121と後縁122とに連続するように、かつ、翼弦128側に凹である滑らかな凹曲線となる基端線129を決定する。ここで、基端線129の位置や曲率などの諸元は、例えば基準翼端壁126の表面126a付近における流れについてCFD解析を実施して決定される。次に、図9に示すように、翼厚部腹面設定工程として、基端線決定工程で決定された基端線129で、基準翼端壁126の表面126aに連続するとともに、翼弦128に沿う方向に直交する断面で滑らかな凹曲面状になるようにして、基準翼本体125の基準腹面124に連続する曲面である翼厚部腹面242を設定する。そして、図10に示すように、翼体決定工程として、最終的なタービン動翼20を決定する。すなわち、腹面24を、翼厚部腹面設定工程で翼厚部腹面242が設定された部分については該翼厚部腹面242とし、翼厚部腹面設定工程で翼厚部腹面242が設定されない部分については基準腹面124として、タービン動翼20を決定し、基準腹面124に連続して接続される表面を有するものとしてプラットフォーム26を決定する。以上のようにして、タービン動翼20が設計される。次に、翼厚部252を有する2段タービン動翼20を備えたタービン4の実施例と、従来の翼厚部252を有していない2段タービン20 ́の比較例について、CFD解析を実施した。ここで、実施例及び比較例は、いずれもタービン静翼3030 ́及びタービン動翼2020 ́が4段構成とされている。そして、実施例の2段のタービン動翼20においては、比較例のタービンにおける2段のタービン動翼20 ́が翼厚部252を有する構成としたものである。なお、翼厚部252の頂点T24は、プラットフォーム26の表面26aから翼高さ方向に、0の位置における翼弦長L28aの50の位置とした。図11は、CFD解析によって求められた流線図であり、2段タービン動翼を示しており、また、aが比較例、すなわち翼厚部252を有していない構成であり、bが実施例、すなわち翼厚部252を有している構成である。図11に示すように、比較例のタービン動翼20 ́に比較して、実施例のタービン動翼20では、クロスフローM1の向きが軸方向Pに沿うように改善されている。これは、上記のとおり、実施例のタービン動翼20では、翼厚部252を有していることにより腹面24側と背面23側との静圧差が小さくなったことによる。また、図12は、CFD解析によって求められた、翼高さ方向位置と、圧力全圧損失の大きさとの関係を表すグラフであり、a2段タービン動翼、b3段タービン静翼での関係をそれぞれ示しており、実線が実施例を、点線が比較例をそれぞれ示している。さらに、図13は、CFD解析によって求められた、翼高さ方向位置と、軸方向流速度との関係を表すグラフであり、a2段タービン動翼、b3段タービン静翼での関係をそれぞれ示しており、実線が実施例を、点線が比較例をそれぞれ示している。なお、図12及び図13のいずれにおいても、翼高さ方向位置とは、タービン動翼20において基端となる翼端壁であるプラットフォーム26の表面26aを0とし、先端を100として、基端から先端までを、全高に対する百分率で表示したものである。そして、図12に示すように、翼厚部252を有する2段のタービン動翼20では、翼高さ位置30以下の範囲において、圧力損失が抑制されていることが明らかである。これは、上記のとおり、クロスフローM1が抑制され、さらにクロスフローM1に起因して巻き上がりによることで発生する二次流れが抑制されることによる。さらに、図12に示すように、翼厚部252を有する2段のタービン動翼の下流側となる3段のタービン静翼においても、翼高さ位置40以下の範囲において、圧力損失が抑制されていることが明らかである。上記のとおり、上流側の翼厚部252を有する2段のタービン動翼の後縁からの燃焼ガスMの流量がプラットフォームの表面近傍で増大することより、前縁近傍での馬蹄形の渦の発生が抑制されることによるものである。これは、図13に示すように、3段のタービン静翼においては、プラットフォームの表面近傍となる翼高さ方向10以下の範囲において軸方向流速度が高まっていることからも明らかである。以上のように、本実施形態のガスタービン1では、翼厚部252を有するタービン動翼20を備えていることで、当該タービン動翼20における圧力損失を抑制し、また、下流側におけるタービン静翼30での圧力損失も抑制することができ、これによりタービン効率の向上を図ることができる。以上、本発明の実施形態について図面を参照して詳述したが、具体的な構成はこの実施形態に限られるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲の設計変更等も含まれる。なお、上記実施形態では、タービン動翼20のうち、2段で翼厚部252を有するものとしたが、全段において翼厚部252を有するものとしても良い。また、タービン静翼30においても翼厚部を有するものとしても同様の効果を奏する。この場合、タービン静翼30では、内周側には翼端壁として内側シュラウド37が、外周側では翼端壁として外側シュラウド36がそれぞれ設けられているので、基端、先端いずれにおいても翼厚部を設けるものとしても良い。すなわち、翼体を備えた回転機械において、当該翼体が翼厚部を有することにより、当該翼体での圧力損失を抑制し、効率向上を図ることができる。