Первый успешно летавший Г. был продемонстрирован А. Фабром в 1910. В России Г. 
в 1913 начал строить Д. П. Григорович (см. Григоровича самолёты). В советский 
период разработки в этой области проводили Григорович, А. Н. Туполев (см. Ту), 
Г. М. Бериев (см. Бe), В. Б. Шавров, И. В. Четвериков, Р. Л. Бартини, А. К.
 Константинов и другие конструкторы.
А. И. Тихонов.
Рис. 1. Гидросамолёт с поддерживающими поплавками на концах крыла.
Рис. 2. Двухпоплавковый гидросамолёт.
Рис. 3. Самолёт-амфибия.
Рис. 4. Самолёт-амфибия «Си Стар» (ФРГ).
гиперзвуковая скорость — 1) скорость V газа, намного превышающая местную 
скорость звука a: V >  > a (Маха число M >  > 1). 2) Г. с. полёта — скорость 
летательного аппарата, намного превышающая скорость звука в невозмущенном 
потоке (часто за полёт с Г. с. принимают полёт со скоростью, соответствующей 
значению M{{?}} > 5). Полёт с Г. с. в атмосфере сопровождается интенсивными 
ударными волнами, значительным аэродинамическим нагреванием (см. Гиперзвуковое 
течение).
гиперзвуковое течение — течение газа с гиперзвуковыми скоростями. Особенности Г.
 т. начинают заметно проявляться при достаточно больших, но различных для тел 
разной формы (сфера, конус и т. п.) значениях Маха числа М. Поэтому и граница, 
отделяющая сверхзвуковое течение от Г. т., весьма условна. Для всех Г. т. 
характерным является большое значение отношения кинетическая энергия (энергии 
поступательного движения частиц газа) к внутренней (тепловой) энергии газа, 
равное по порядку величины М2. Вследствие этого в Г. т. относительное изменение 
температуры и других термодинамических параметров много больше относительного 
изменения скорости, и торможение обтекающего тело потока приводит к 
значительным возмущениям его параметров. При гиперзвуковом обтекании тел 
возникают интенсивные ударные волны и большая завихренность течения (см.
 Вихревое течение). Для расчёта таких течений становиться необходимым 
использование нелинейных уравнений движения, а также соотношений, описывающих 
термодинамику газа при больших температурах. Полёт летательного аппарата с 
гиперзвуковыми скоростями сопровождается сильным аэродинамическим нагреванием 
поверхности и значительными отличиями аэродинамических характеристик от 
аналогичных характеристик при сверхзвуковом полёте.
Особенности Г. т. удобно разделить на газодинамические, обусловленные большими 
значениями чисел М, и термодинамические, проявляющиеся при больших абсолютных 
температурах газа (характерных для гиперзвуковых режимов полёта летательных 
аппаратов).
Газодинамические особенности Г. т. связаны с относительными изменениями 
газодинамических переменных потока. При обтекании тела однородным потоком газа 
с числом Маха в невозмущенном набегающем потоке М{{?}} >  > 1 мерой возрастания 
давления и внутренней энергии газа в возмущенной части поля течения служит при 
слабом влиянии вязкости параметр K1  =  M{{?}}sin{{?}} ({{?}} — характерный 
угол наклона поверхности тела к направлению невозмущенного потока). В случае K1 
>  > 1 за головной ударной волной существенно увеличивается плотность, 
многократно возрастают давление и температура газа. На границе возмущенного и 
невозмущенного потоков возникают тонкие, примыкающие к носовой части тела слои 
газа с относительно большой плотностью (так называемые ударные слои — см.
 Ньютона теория обтекания). При K1 >  > 1 в общем балансе сил и энергии можно 
пренебречь давлением и внутренней энергией невозмущенного газа. Независимость 
(точнее слабая зависимость) характеристик течения от этих параметров 
набегающего потока — одно из важных свойств Г. т. Для случая совершенного газа 
это свойство равносильно независимости течения от значения М{{?}} (закон 
стабилизации по числам Маха). Другая важная особенность течений с М >  > 1, 
связанная с сильным торможением потока внутри пограничного слоя, — слабое 
влияние вязкости (температуры) невозмущенного газа на вязкость газа в 
пограничном слое. Поэтому в качестве характерного Рейнольдса числа Re, 
определяющего режим Г. т., принято использовать параметр Re0  =  
{{??}}V{{?}}L/{{?}}0, где {{??}}, V{{?}} — плотность и скорость набегающего 
потока, L — характерный размер тела, {{?}}0 — характерное значение вязкости в 
пограничном слое. Для совершенного газа в качестве {{?}}0 удобно выбирать 
вязкость при температуре торможения.
Особые газодинамические свойства присущи случаю гиперзвукового обтекания тонких 
тел (см. Тонкого тела теория), установленных под малыми углами к направлению 
однородного набегающего потока ({{?}} <  < 1, M{{?}} >  > 1). Для таких течений 
углы наклона головной ударной волны к направлению вектора V{{?}} всюду малы, 
число Маха за волной (вне пограничного слоя) велико, а скорость газа меняется 
(в основном приближении) лишь в направлении, перпендикулярном V{{?}}. Последнее 
равносильно тому, что в системе координат, связанной с невозмущенным потоком, 
смещение частиц газа происходит лишь в плоскостях, перпендикулярных направлению 
движения. Течение в каждой из таких плоскостей не зависит от течения в 
остальных, что и составляет содержание закона плоских сечений из которого 
следует нестационарная аналогия. Согласно этой аналогии, обтекание тела 
невязким газом при {{?}} <  < 1 и М{{?}} >  > 1 сводится к нестационарной 
задаче расширения (сжатия) бесконечного цилиндрического поршня, находящегося в 
покоящемся газе. Поперечное сечение поршня в момент времени t  =  x/V{{?}}, где 
x — координата, отсчитываемая от вершины тела и параллельная V{{?}}, совпадает 
с поперечным сечением тела в плоскости х.
Структура течения около тонкого тела существенно нарушается, если тело 
затуплено. Тогда на носовой части тела sin{{?}} ~ 1, и возмущения потока в этой