機翼圓潤造型最典型的例子是噴火，其機翼是橢圓形的：

但要糾正一個小問題,，并非是渦槳飛機外型變化,，其實早期螺旋槳、渦槳和噴氣飛機都有圓潤的例子,。

題主提到的DC-4實際上不是渦槳飛機,，而是活塞飛機，比起前輩DC-3,，它的圓潤度已經(jīng)差些了,。

而1960年代以前的渦槳飛機也有棱棱角角的，比如1952年的圖-95

就連噴火,，也有切尖機翼的Mk XXIV型

不曬圖了,，直接說為啥吧。首先,，無論哪個部分做圓滑,，都由于減小空氣阻力，但與其他部分相比,，機翼翼尖圓潤有著特殊的意義,。

機翼靠伯努利效應(yīng)行程的上下表面壓力差產(chǎn)生升力，下翼面氣流壓力大,，會繞翼尖后向上翻滾,，形成翼尖渦流，帶來誘導(dǎo)阻力,。某些情況下,，誘導(dǎo)阻力可以達到飛機總阻力的15-30%，翼尖渦流也會影響飛機的飛行品質(zhì)。

通常來說,，展弦比越?。C翼長度與寬度之比），誘導(dǎo)阻力越大,，也就是說細長的機翼阻力更小,。但是，早期材料結(jié)構(gòu)設(shè)計無法支撐過長的機翼,，機場和設(shè)施條件也限制機翼長度,，機翼必然有一定寬度才能保持足夠的面積。這時候,，圓滑翼尖形狀就成為減小翼尖渦流的有效辦法了,。

理論上，水平尾翼和垂直尾翼只要有兩側(cè)壓力差,，也有翼尖渦流和誘導(dǎo)阻力問題,，只是與機翼相比問題小多了。

但是,，無論機翼翼尖還是機身其他部分,，做成圓潤造型都增加了工藝復(fù)雜性，增加了結(jié)構(gòu)重量,，增加了制造成本和周期,。噴火的機翼制造就比較麻煩昂貴。幾方面是必須做權(quán)衡的,。

隨著空氣動力學(xué)的進步,，翼尖修形的問題也暴露出來，橢圓形或翼尖迅速收細的機翼由于升力分布問題,，翼尖比翼根更容易失速,。圓形翼尖部分由于壓力分布，雖然誘導(dǎo)阻力小,，升力也有明顯損失,。

設(shè)計、材料,、結(jié)構(gòu),、加工的進步，開始出現(xiàn)了更長的展弦比,、后掠翼,、三角翼，圓潤翼尖的作用就顯得多余了,，反而是累贅,。等到跨音速,、超音速時代，超音速阻力下這些修形反而增加了波阻,。

后來的很多亞音速飛機,，不但有較長的展弦比和后掠角，還有翼梢小翼來減小誘導(dǎo)阻力,，效率遠高于圓形翼尖,。即便如此,，很多飛機還要考慮翼梢小翼的結(jié)構(gòu)重量,、成本和效率，舍棄翼梢小翼,，圓形翼尖更沒有什么市場了,。

其他翼面和機身其他地方的圓潤修形也是類似。很多圓潤修形看上去非常有助減少阻力,，隨著設(shè)計經(jīng)驗累積,、風(fēng)洞試驗?zāi)芰υ鰪娔酥劣嬎銠C輔助，設(shè)計師意識到不是所有地方圓潤修形都有那么大的減阻作用,。飛行速度增加后,，這些修形反而要求更大的結(jié)構(gòu)強度和重量，真真得不償失,，所以現(xiàn)在飛機上圓潤修形設(shè)計越來越少,。

最后說說風(fēng)擋問題。1950-60年代以后,，大中型飛機機身不斷加長,，越來越直線，除了機頭和機位一小部分收小,，中端一大段都是圓柱體,、立方體。因為這個設(shè)計下,，可以在最小的機身截面積獲得最大的機內(nèi)空間,。最小的機身截面意味著最小的阻力、最輕的結(jié)構(gòu)重量,、和更好的結(jié)構(gòu)強度,。這樣一來，機頭部分拉尖的長度就小了,，機鼻更鈍圓了,，風(fēng)擋和機鼻的折角必然減小或消失。

從空氣動力學(xué)角度看,，由于機身加長,，機鼻和機尾流線型的阻力因素減小了,，反而到是浸潤面積帶來的阻力更突出了。所謂浸潤面積是指飛機表面彎彎曲曲的“潮面積”,，外形越復(fù)雜阻力越大,。折角減小會減小這種阻力，這就解釋了為什么新的大型飛機駕駛室風(fēng)擋折角明顯變小,。