超音速飛機機頭一般都是尖的，而亞音速飛機機頭為什麼通常做成圓的？
其實我真正想問的，不止是飛機。還有各種在流體里快速運動的物體的頭部外形。比如艦艏，潛艇，彈頭(各種子彈和炮彈)，火箭等等。
許多回答有些答非所問，或者叫部分答非所問。除了解釋超音速的尖頭以外，完整的回答還應該包含為什麼亞音速（幾乎都要）做成圓頭的，而不應該僅僅回答「亞音速沒有必要做成尖頭的」了事。
很多人只說明了圓頭適用於亞音速的結論，卻沒有說明導致這個結論的原因。
實際上很多人都會產生一個疑惑，為什麼超音速需要用尖頭劈開流場，而亞音速就不需要？
憑什麼？像一把刀一樣劈開亞音速氣流不好嗎？
其實不好。
上網一查，一堆文章說尖頭細長體在大攻角下會產生不對稱不穩定的分離渦，但那是大攻角下呀，民航機的機身也不需要在這種大攻角條件下工作啊？
所以為了解釋明白這件事，現在針對亞音速的情況，我簡單的給大家算兩個流場。
一個是長度500mm的NACA 0012翼型，一個是厚度和長度與前者相等的二維尖頭翼型。
由於時間和條件都不夠充裕，以下的圖都是匆忙中做的，很多標註腳註圖例之類的細節都沒細摳，圖片很醜，請同行諒解。
飛行速度設置成80m/s，來流迎角2°
——為什麼2°？
——因為0°對於這個問題意義太小（流動呈上下鏡像對稱，尖頭圓頭不會有太大區別），60°等大攻角同樣意義太小。
條件設置好後，看一看兩者的流場差異
壓力係數指當地靜壓/來流總壓，簡單地說速度越大壓力係數Cp越小。在本回答中速度為0時靜壓完全恢復為總壓，Cp=1. Cp越「正」，壓強越大，Cp越「負」，壓強越小。
Cp = 1 - (當地速度/來流速度)^2
單看這兩張圖看不出什麼，我們看一下前面的小尖尖位置流場是什麼樣的。
深紅色區域代表氣流駐點（速度為0，Cp=1的位置）所在區域，從駐點開始，氣流一分為二，駐點以上的氣流只能往上走，駐點以下的氣流只能往下走。而NACA0012的上半部分氣流很順暢地經過圓鈍外形流動到了上翼面。小尖尖的上半部分氣流在流經銳角轉折點以後，由於銳角處的曲率半徑極其小，原本貼著表面流動的氣流在銳角拐彎處發生了分離。由於迎角不算很大，分離的氣流經過一段距離後再次附著於上翼面。
分離區有什麼特徵呢？在本案例中，分離區是一個內部流速較慢，內部壓強較低的死水區域。有人會覺得，它壓強低不是正好嗎？上翼面的壓強低，能產生升力啊！這多好啊！
但是！氣動性能不是只看局部就行的，所有的地方都會對氣動產生影響。
我們看一下這兩個物體的表面壓力分布，高處的一條曲線是上翼面壓強，低處的一條曲線是下翼面壓強，二者合力產生壓強差，最終產生升力
注意，Y坐標軸是反的，也就是曲線越高意味著壓強越低，小尖尖雖然通過分離區製造出了一片低壓區，但分離區之後的再附氣流速度變低，低壓無法維持，壓強迅速上升（對應圖2中上方曲線的陡然下降）
這意味著小尖尖的上下曲面壓強差距小於圓頭的NACA 0012，升力自然也不如0012.
那阻力呢？
我們知道除了粘性阻力以外還存在著壓差阻力。壓差阻力就是物體迎風面的高壓和背風面的低壓共同作用導致產生的阻力。
前文我們看到小尖尖的紅框區出現了「低壓無法維持，壓強迅速上升」的壓強升高現象，而這個「壓強升高」……很不幸，出現在它的迎風面（的上半部）。在二者背風面壓力分布沒有明顯區別的情況下，迎風面的壓力越高，壓差阻力越大。
因此在這個重要流動現象的影響下，小尖尖無論是在升力上，還是在阻力上，都不如圓頭的NACA0012優秀（升力低於0012，阻力高於0012）
計算的結果也表明了這一點。
因此低速飛行器的機身、機翼，前緣大多是圓鈍的。除非有特殊需求，否則它們不會像超音速飛行器一樣使用尖銳外形。
本回答最適合解釋的，實際上還是機翼的圓尖之爭，對於接近三維旋成體的機身而言，即便是在無側滑的小迎角直勻流中，它對稱面以外的表面依舊充斥著複雜的三維流動（xyz向都有），所以單純地分析區區一個對稱面作為證據是不夠的。
但是，不夠是一回事，上文這種影響在三維機身同樣存在，能夠在某種程度上解釋亞音速為什麼用圓頭。
================更新================
既然大家很愛看，就簡單說一說超音速尖頭的事情
超音速情況下，物體頭部的尖角大於一定角度時，頭部形成的激波不會依附於頭部表面，而是與頭部保持一定的距離，這就是脫體激波，反之則是附體激波。
從圖中可以看到脫體激波是類似拋物線形狀的，它有小一段激波幾乎是垂直於x軸的，這一段屬於正激波，正激波是一種很強的激波，超音速氣流經過正激波後會急劇地減速增壓（從超音速直接減速至亞音速），因此圓頭物體的頭部壓強很大。
斜激波相對於正激波更弱一些，氣流的減速增壓程度也會相對更弱一些（氣流即便減速了也依舊是超音速），因此同等條件下尖頭物體的頭部壓強小於圓頭。
聯想一下上文對壓差阻力的討論，迎風面的壓強升高→前後壓強差變大→阻力變大。因此圓頭在超音速環境下阻力很大。
然而還沒完
有人可能會注意到，運載火箭、彈道導彈，還有載人飛船返回艙一類的物體，他們高速飛行，頭部卻反而圓鈍。這個現象和高超音速氣動加熱有關。很多人已經提過，在此不再贅述，感興趣的可以參考其他答主的文章。
淺析再入式航天器鈍頭體設計（二） - 思考的文章 - 知乎
well,我給dalao們的答案補充一下空氣動力學方面的解釋，在空氣中前進速度越快，壓縮前方的空氣(介質)，引起的空氣激波越尖，形成的激波越像錐型
當飛機用亞音速（M＜0.75）以下的速度飛行時，在機頭前方的空氣受到的衝擊壓力不大，空氣微團可避讓飛行。音波也能向機頭前方傳播，飛機能順利飛行。
若把飛機速度提高到接近音速（M≥0.8）時，機頭前部（包括機翼前緣）的空氣來不及避讓飛機，如上圖所示，此時飛機的迎流面對空氣的壓力加大，空氣密度即隨之增大，飛機要消耗更多的能量推開機頭前方的高壓空氣，待飛機的速度達到音速時，音波就不能向前傳播，產生很大的激波阻力。
這些現象出現後，使機頭前部的空氣溫度升高，能量迭聚，形成一堵高溫高壓的空氣牆，使飛機難以逾越，這種現象就叫作「音障」。
一旦加大飛機的動力，改進飛機的結構外形就可以突破「音障」。如上圖所示，出現物極必反的形勢，飛機可輕易地飛行在音波的前方。
所以亞音速運動的客機(0.7-0.8倍音速)、高鐵(300km/h,大概0.25倍音速)可以用鈍頭的造型。
而在空氣中會超過音速高速運動的比如子彈，火箭，戰鬥機，前頭就要做成尖尖的激波錐造型，來刺破前頭被壓縮的像牆壁一樣堅固的空氣團
機頭進氣的米格系列超音速戰鬥機也要裝上尖尖的激波錐，以便減小超音速飛行時的激波阻力
唔，以上
補充一下，海水中的音速大概是1500m/s,換算過來時速是1500m/s×3600s≈5400km/h
美軍用的mk48魚雷應該已經很快了吧，55節的航速，大概是1.852km/h×55=101km/h，才海水中音速的1/54…
把mk48魚雷換算成空氣中運動的速度的話，音速340m/s≈1200km/h,除以54大概是22km/h，也就是個通勤自行車的速度…
所以mk48魚雷的頭部造型如圖
然後像輪船這種低航速的船艏設計也是啥都有
那個圓圓的球鼻船艏是為了減小海上航行時海浪帶來的興波阻力
超聲速為什麼用尖頭這個相對好解釋。因為鈍頭會對超聲速氣流產生強壓縮，形成脫體的弓形激波，弓形激波正中間一部分波角很大，接近於正激波，波後壓力很高，會使飛行器受到的壓差阻力很大。用尖頭可以只對超聲速氣流進行弱壓縮，形成附體的斜激波，斜激波波後壓力沒那麼高，壓差阻力會小不少。
亞聲速為什麼用鈍頭這個解釋起來比較複雜。大概有兩點：
1、在來流方向正對頭部軸線的情況下，這時候鈍頭比尖頭只有一點點小優勢：鈍頭容積率比尖頭高，同樣的容積同樣的直徑，鈍頭的長度和表面積更小，既能降低摩擦阻力，還能降低結構重量。
2、在來流方向偏離頭部軸線的情況下，比如有攻角或側滑角的情況，尖頭會導致頭部背風面出現分離，低壓的分離區會導致壓差阻力增加，同時分離渦的非對稱、不穩定脫落會使飛行器受力不穩定；而鈍頭的話流體可以貼著光滑的曲面繞過去而不分離。（如果是導彈那樣的旋成體，氣流可以從側面繞過去，尖頭的缺點能稍微得到緩解）
如果觀察夠仔細，你會發現飛行器不僅頭部符合「亞聲速鈍、超聲速尖」這個規律，機翼前緣、進氣道唇口、甚至發動機的壓氣機葉片也是。
然而，你以為鈍頭就夠了？
流體的運動最忌諱間斷。
第一類間斷為強間斷，就是曲面不光滑、一階不連續、斜率不連續的地方，直觀看上去就是有個折轉點，理論上在折轉點處壓強無窮小，速度無窮大。現實中當然不會出現這樣的奇異點，只是壓強突然下降很多，然後在背風面形成一個低速區，用一部分流體去填補，形成虛擬型面。
第二類間斷是弱間斷，就是光滑但二階不連續、曲率不連續的地方，比如直線和圓弧相切的地方，雖然看上去光滑圓潤，但流體運動到這裡會碰到一個低壓點。
想像一下開車的時候，如果碰到個沒有過渡的尖角彎，要不是路面有寬度，准得翻車，這就是一階不連續；如果碰到個圓弧彎出來就是直道或者直道直接進入圓弧彎，雖然不會立馬翻車，但需要猛打方向盤，不然也會飛出去，這就是二階不連續。
不論一階還是二階不連續，都會遇到間斷點後壓強下降的問題。壓強下降本身沒什麼問題，但降了之後還得升回去，這就出現了逆壓梯度。流體沿著壁面流動要克服粘性力本來就已經很不容易了，現在突然壓力也和流體反著干，本來動量都快被粘性消耗殆盡了，又迎頭撞上高壓，流體實在跑不動了，就不貼著壁面流動、分離了。
為避免間斷，飛行器、船舶的型線喜歡採用樣條曲線，因為樣條曲線是二階連續的。如果實在做不到二階連續也得盡量用各種圓弧倒角使型面盡量光滑，滿足一階連續。
亞聲速存在的這些問題超聲速當然也存在，但超聲速時波阻才是主要矛盾。
順便說下彈道導彈的彈頭、再入的飛船做成鈍頭一方面是因為在同樣的來流條件下，駐點熱流密度隨著前緣半徑增大而減小，增大前緣半徑有利於降低熱負荷；另一方面是為了增大阻力，快速消耗動能，防止再入過程中速度過大把頭部燒毀。如果你熟悉太空梭軌道器的再入過程，應該知道它是以腹部迎著來流大攻角再入的，它要是以機頭迎著來流，只有天頂星科技能救它。
看來，大自然還是喜歡胖子。
補充一下 @KEKE 大佬的回答
第一，空氣被壓縮的原因。
把這個圖視作t=t1時候的狀態。最外面的大圈可以視作飛機在t=0時刻的聲波在t1時刻的位置，那麼中間的幾個圈就是在0到t1時刻之間發出的聲波。如圖，由於飛機往右運動，所以每一個聲波的圓心都在往右運動，因此在飛機前進方向上的聲波被壓縮。聲波被壓縮的本質是介質被壓縮，也就是空氣被壓縮了。
第二，關於超音速飛行時侯的激波阻力。錐形的機頭設計絕不單單是為了突破音障。
在探討整架飛機的產生激波之前，我們先探討一下一個點聲源造成的馬赫波。
上圖為t=t1時候的狀態，聲源此時在S點。假設聲源在t=0的時候在R位置，圖中圓圈是聲源在R位置時發出的聲波在t1時的位置，則可以得出圖中μ的正弦值為α/V（正好是馬赫數的倒數）。假設點聲源運動勻速，則不難看出從0到t1過程中聲源發出的聲波在t1時刻全部在過S點的圓R的切線內（事實上這條切線是所有這些聲波的圓的公切線）。我們把這一條切線稱為馬赫波。在空間中，馬赫波是一個錐面。
下面探討真實的聲源的情況。
如上圖左圖所示，在聲源型狀為極細的針狀時，產生的可以近似看作由針尖一點造成的馬赫波的形狀。當空氣流過楔面時馬赫波互相干涉形成激波。而當聲源像上圖右圖所示的楔形時，產生的激波就稱之為斜激波，且激波的傾角β一定大於馬赫波的傾角μ。當氣流經過斜激波後速度大小減小（仍可能大於音速），方向也會平行於楔形面，同時壓強溫度密度等參數增大。但是氣流的折轉角是有限的，當物體的楔角大於最大的折轉角時，激波為脫體激波，如下圖所示：
脫體激波中間部分可以近似看作正激波，在這一部分氣流通過激波後降為亞音速，壓強急劇增大，因而造成的激波阻力比小楔角的情況下要大得多（此時激波頂端與物體尖端分開，故稱為脫體激波）。當物體為圓鈍形時，脫體激波的情況則更為嚴重，造成的激波阻力也更大（然而此時空氣通過激波後劇烈升溫，緩解能量直接作用在機身上，因而諸如太空梭的飛行器使用鈍頭體設計）。因而要能達到超音速的戰鬥機的機頭不僅要是尖的，而且圓錐的錐角也有一個最大值的限制。（戰鬥機進入超音速時代後出現的後掠翼設計也有這一原因。）
補充1. 緩解脫體激波並不是後掠翼設計出現的最主要目的。
補充2. 如圖所示斜激波為近似情況。因為在激波兩端氣體密度與法向速度乘積連續（由質量守恆得出），因而真實情況下駐點不可能出現在激波上。
圖片來源：1、Introduction to Flight (Eighth Edition) John D. Anderson Jr.
2、工程流體力學 （第三版） 陳卓如 主編
3、 @KEKE 大佬的回答
因為亞音速範圍鈍頭阻力小，超音速範圍尖頭阻力小。不光是機頭，戰鬥機在亞音速-超音速演進的過程中，機翼前沿、進氣道前沿也經歷了從圓鈍變尖的過程。
反過來看，工作範圍在亞音速的作戰飛機，頭依然是鈍的；超音速客機的頭也是尖的。
推薦閱讀：
