超音速飞机机头一般都是尖的，而亚音速飞机机头为什么通常做成圆的？
其实我真正想问的，不止是飞机。还有各种在流体里快速运动的物体的头部外形。比如舰艏，潜艇，弹头(各种子弹和炮弹)，火箭等等。
许多回答有些答非所问，或者叫部分答非所问。除了解释超音速的尖头以外，完整的回答还应该包含为什么亚音速（几乎都要）做成圆头的，而不应该仅仅回答「亚音速没有必要做成尖头的」了事。
很多人只说明了圆头适用于亚音速的结论，却没有说明导致这个结论的原因。
实际上很多人都会产生一个疑惑，为什么超音速需要用尖头劈开流场，而亚音速就不需要？
凭什么？像一把刀一样劈开亚音速气流不好吗？
其实不好。
上网一查，一堆文章说尖头细长体在大攻角下会产生不对称不稳定的分离涡，但那是大攻角下呀，民航机的机身也不需要在这种大攻角条件下工作啊？
所以为了解释明白这件事，现在针对亚音速的情况，我简单的给大家算两个流场。
一个是长度500mm的NACA 0012翼型，一个是厚度和长度与前者相等的二维尖头翼型。
由于时间和条件都不够充裕，以下的图都是匆忙中做的，很多标注脚注图例之类的细节都没细抠，图片很丑，请同行谅解。
飞行速度设置成80m/s，来流迎角2°
——为什么2°？
——因为0°对于这个问题意义太小（流动呈上下镜像对称，尖头圆头不会有太大区别），60°等大攻角同样意义太小。
条件设置好后，看一看两者的流场差异
压力系数指当地静压/来流总压，简单地说速度越大压力系数Cp越小。在本回答中速度为0时静压完全恢复为总压，Cp=1. Cp越「正」，压强越大，Cp越「负」，压强越小。
Cp = 1 - (当地速度/来流速度)^2
单看这两张图看不出什么，我们看一下前面的小尖尖位置流场是什么样的。
深红色区域代表气流驻点（速度为0，Cp=1的位置）所在区域，从驻点开始，气流一分为二，驻点以上的气流只能往上走，驻点以下的气流只能往下走。而NACA0012的上半部分气流很顺畅地经过圆钝外形流动到了上翼面。小尖尖的上半部分气流在流经锐角转折点以后，由于锐角处的曲率半径极其小，原本贴著表面流动的气流在锐角拐弯处发生了分离。由于迎角不算很大，分离的气流经过一段距离后再次附著于上翼面。
分离区有什么特征呢？在本案例中，分离区是一个内部流速较慢，内部压强较低的死水区域。有人会觉得，它压强低不是正好吗？上翼面的压强低，能产生升力啊！这多好啊！
但是！气动性能不是只看局部就行的，所有的地方都会对气动产生影响。
我们看一下这两个物体的表面压力分布，高处的一条曲线是上翼面压强，低处的一条曲线是下翼面压强，二者合力产生压强差，最终产生升力
注意，Y坐标轴是反的，也就是曲线越高意味著压强越低，小尖尖虽然通过分离区制造出了一片低压区，但分离区之后的再附气流速度变低，低压无法维持，压强迅速上升（对应图2中上方曲线的陡然下降）
这意味著小尖尖的上下曲面压强差距小于圆头的NACA 0012，升力自然也不如0012.
那阻力呢？
我们知道除了粘性阻力以外还存在著压差阻力。压差阻力就是物体迎风面的高压和背风面的低压共同作用导致产生的阻力。
前文我们看到小尖尖的红框区出现了「低压无法维持，压强迅速上升」的压强升高现象，而这个「压强升高」……很不幸，出现在它的迎风面（的上半部）。在二者背风面压力分布没有明显区别的情况下，迎风面的压力越高，压差阻力越大。
因此在这个重要流动现象的影响下，小尖尖无论是在升力上，还是在阻力上，都不如圆头的NACA0012优秀（升力低于0012，阻力高于0012）
计算的结果也表明了这一点。
因此低速飞行器的机身、机翼，前缘大多是圆钝的。除非有特殊需求，否则它们不会像超音速飞行器一样使用尖锐外形。
本回答最适合解释的，实际上还是机翼的圆尖之争，对于接近三维旋成体的机身而言，即便是在无侧滑的小迎角直匀流中，它对称面以外的表面依旧充斥著复杂的三维流动（xyz向都有），所以单纯地分析区区一个对称面作为证据是不够的。
但是，不够是一回事，上文这种影响在三维机身同样存在，能够在某种程度上解释亚音速为什么用圆头。
================更新================
既然大家很爱看，就简单说一说超音速尖头的事情
超音速情况下，物体头部的尖角大于一定角度时，头部形成的激波不会依附于头部表面，而是与头部保持一定的距离，这就是脱体激波，反之则是附体激波。
从图中可以看到脱体激波是类似抛物线形状的，它有小一段激波几乎是垂直于x轴的，这一段属于正激波，正激波是一种很强的激波，超音速气流经过正激波后会急剧地减速增压（从超音速直接减速至亚音速），因此圆头物体的头部压强很大。
斜激波相对于正激波更弱一些，气流的减速增压程度也会相对更弱一些（气流即便减速了也依旧是超音速），因此同等条件下尖头物体的头部压强小于圆头。
联想一下上文对压差阻力的讨论，迎风面的压强升高→前后压强差变大→阻力变大。因此圆头在超音速环境下阻力很大。
然而还没完
有人可能会注意到，运载火箭、弹道导弹，还有载人飞船返回舱一类的物体，他们高速飞行，头部却反而圆钝。这个现象和高超音速气动加热有关。很多人已经提过，在此不再赘述，感兴趣的可以参考其他答主的文章。
浅析再入式航天器钝头体设计（二） - 思考的文章 - 知乎
well,我给dalao们的答案补充一下空气动力学方面的解释，在空气中前进速度越快，压缩前方的空气(介质)，引起的空气激波越尖，形成的激波越像锥型
当飞机用亚音速（M＜0.75）以下的速度飞行时，在机头前方的空气受到的冲击压力不大，空气微团可避让飞行。音波也能向机头前方传播，飞机能顺利飞行。
若把飞机速度提高到接近音速（M≥0.8）时，机头前部（包括机翼前缘）的空气来不及避让飞机，如上图所示，此时飞机的迎流面对空气的压力加大，空气密度即随之增大，飞机要消耗更多的能量推开机头前方的高压空气，待飞机的速度达到音速时，音波就不能向前传播，产生很大的激波阻力。
这些现象出现后，使机头前部的空气温度升高，能量迭聚，形成一堵高温高压的空气墙，使飞机难以逾越，这种现象就叫作「音障」。
一旦加大飞机的动力，改进飞机的结构外形就可以突破「音障」。如上图所示，出现物极必反的形势，飞机可轻易地飞行在音波的前方。
所以亚音速运动的客机(0.7-0.8倍音速)、高铁(300km/h,大概0.25倍音速)可以用钝头的造型。
而在空气中会超过音速高速运动的比如子弹，火箭，战斗机，前头就要做成尖尖的激波锥造型，来刺破前头被压缩的像墙壁一样坚固的空气团
机头进气的米格系列超音速战斗机也要装上尖尖的激波锥，以便减小超音速飞行时的激波阻力
唔，以上
补充一下，海水中的音速大概是1500m/s,换算过来时速是1500m/s×3600s≈5400km/h
美军用的mk48鱼雷应该已经很快了吧，55节的航速，大概是1.852km/h×55=101km/h，才海水中音速的1/54…
把mk48鱼雷换算成空气中运动的速度的话，音速340m/s≈1200km/h,除以54大概是22km/h，也就是个通勤自行车的速度…
所以mk48鱼雷的头部造型如图
然后像轮船这种低航速的船艏设计也是啥都有
那个圆圆的球鼻船艏是为了减小海上航行时海浪带来的兴波阻力
超声速为什么用尖头这个相对好解释。因为钝头会对超声速气流产生强压缩，形成脱体的弓形激波，弓形激波正中间一部分波角很大，接近于正激波，波后压力很高，会使飞行器受到的压差阻力很大。用尖头可以只对超声速气流进行弱压缩，形成附体的斜激波，斜激波波后压力没那么高，压差阻力会小不少。
亚声速为什么用钝头这个解释起来比较复杂。大概有两点：
1、在来流方向正对头部轴线的情况下，这时候钝头比尖头只有一点点小优势：钝头容积率比尖头高，同样的容积同样的直径，钝头的长度和表面积更小，既能降低摩擦阻力，还能降低结构重量。
2、在来流方向偏离头部轴线的情况下，比如有攻角或侧滑角的情况，尖头会导致头部背风面出现分离，低压的分离区会导致压差阻力增加，同时分离涡的非对称、不稳定脱落会使飞行器受力不稳定；而钝头的话流体可以贴著光滑的曲面绕过去而不分离。（如果是导弹那样的旋成体，气流可以从侧面绕过去，尖头的缺点能稍微得到缓解）
如果观察够仔细，你会发现飞行器不仅头部符合「亚声速钝、超声速尖」这个规律，机翼前缘、进气道唇口、甚至发动机的压气机叶片也是。
然而，你以为钝头就够了？
流体的运动最忌讳间断。
第一类间断为强间断，就是曲面不光滑、一阶不连续、斜率不连续的地方，直观看上去就是有个折转点，理论上在折转点处压强无穷小，速度无穷大。现实中当然不会出现这样的奇异点，只是压强突然下降很多，然后在背风面形成一个低速区，用一部分流体去填补，形成虚拟型面。
第二类间断是弱间断，就是光滑但二阶不连续、曲率不连续的地方，比如直线和圆弧相切的地方，虽然看上去光滑圆润，但流体运动到这里会碰到一个低压点。
想像一下开车的时候，如果碰到个没有过渡的尖角弯，要不是路面有宽度，准得翻车，这就是一阶不连续；如果碰到个圆弧弯出来就是直道或者直道直接进入圆弧弯，虽然不会立马翻车，但需要猛打方向盘，不然也会飞出去，这就是二阶不连续。
不论一阶还是二阶不连续，都会遇到间断点后压强下降的问题。压强下降本身没什么问题，但降了之后还得升回去，这就出现了逆压梯度。流体沿著壁面流动要克服粘性力本来就已经很不容易了，现在突然压力也和流体反著干，本来动量都快被粘性消耗殆尽了，又迎头撞上高压，流体实在跑不动了，就不贴著壁面流动、分离了。
为避免间断，飞行器、船舶的型线喜欢采用样条曲线，因为样条曲线是二阶连续的。如果实在做不到二阶连续也得尽量用各种圆弧倒角使型面尽量光滑，满足一阶连续。
亚声速存在的这些问题超声速当然也存在，但超声速时波阻才是主要矛盾。
顺便说下弹道导弹的弹头、再入的飞船做成钝头一方面是因为在同样的来流条件下，驻点热流密度随著前缘半径增大而减小，增大前缘半径有利于降低热负荷；另一方面是为了增大阻力，快速消耗动能，防止再入过程中速度过大把头部烧毁。如果你熟悉太空梭轨道器的再入过程，应该知道它是以腹部迎著来流大攻角再入的，它要是以机头迎著来流，只有天顶星科技能救它。
看来，大自然还是喜欢胖子。
补充一下 @KEKE 大佬的回答
第一，空气被压缩的原因。
把这个图视作t=t1时候的状态。最外面的大圈可以视作飞机在t=0时刻的声波在t1时刻的位置，那么中间的几个圈就是在0到t1时刻之间发出的声波。如图，由于飞机往右运动，所以每一个声波的圆心都在往右运动，因此在飞机前进方向上的声波被压缩。声波被压缩的本质是介质被压缩，也就是空气被压缩了。
第二，关于超音速飞行时侯的激波阻力。锥形的机头设计绝不单单是为了突破音障。
在探讨整架飞机的产生激波之前，我们先探讨一下一个点声源造成的马赫波。
上图为t=t1时候的状态，声源此时在S点。假设声源在t=0的时候在R位置，图中圆圈是声源在R位置时发出的声波在t1时的位置，则可以得出图中μ的正弦值为α/V（正好是马赫数的倒数）。假设点声源运动匀速，则不难看出从0到t1过程中声源发出的声波在t1时刻全部在过S点的圆R的切线内（事实上这条切线是所有这些声波的圆的公切线）。我们把这一条切线称为马赫波。在空间中，马赫波是一个锥面。
下面探讨真实的声源的情况。
如上图左图所示，在声源型状为极细的针状时，产生的可以近似看作由针尖一点造成的马赫波的形状。当空气流过楔面时马赫波互相干涉形成激波。而当声源像上图右图所示的楔形时，产生的激波就称之为斜激波，且激波的倾角β一定大于马赫波的倾角μ。当气流经过斜激波后速度大小减小（仍可能大于音速），方向也会平行于楔形面，同时压强温度密度等参数增大。但是气流的折转角是有限的，当物体的楔角大于最大的折转角时，激波为脱体激波，如下图所示：
脱体激波中间部分可以近似看作正激波，在这一部分气流通过激波后降为亚音速，压强急剧增大，因而造成的激波阻力比小楔角的情况下要大得多（此时激波顶端与物体尖端分开，故称为脱体激波）。当物体为圆钝形时，脱体激波的情况则更为严重，造成的激波阻力也更大（然而此时空气通过激波后剧烈升温，缓解能量直接作用在机身上，因而诸如太空梭的飞行器使用钝头体设计）。因而要能达到超音速的战斗机的机头不仅要是尖的，而且圆锥的锥角也有一个最大值的限制。（战斗机进入超音速时代后出现的后掠翼设计也有这一原因。）
补充1. 缓解脱体激波并不是后掠翼设计出现的最主要目的。
补充2. 如图所示斜激波为近似情况。因为在激波两端气体密度与法向速度乘积连续（由质量守恒得出），因而真实情况下驻点不可能出现在激波上。
图片来源：1、Introduction to Flight (Eighth Edition) John D. Anderson Jr.
2、工程流体力学 （第三版） 陈卓如 主编
3、 @KEKE 大佬的回答
因为亚音速范围钝头阻力小，超音速范围尖头阻力小。不光是机头，战斗机在亚音速-超音速演进的过程中，机翼前沿、进气道前沿也经历了从圆钝变尖的过程。
反过来看，工作范围在亚音速的作战飞机，头依然是钝的；超音速客机的头也是尖的。
推荐阅读：
