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 области течения относительно велики. По этой причине вблизи поверхности тела образуется слой сильно завихренного течения с относительно большими значениями энтропии (так называемый энтропийный слой). Возмущения давления распространяются вниз по потоку на расстояния много большие размера затупления и определяются в основном не формой, а сопротивлением затупления. В рамках нестационарной аналогии действие затупления равносильно сильному взрыву (мгновенному выделению энергии) на поверхности поршня в начальный момент его движения (так называемая аналогия с сильным взрывом).
При {{?}} < < 1 существенными особенностями обладает и структура течения в пограничном слое. Торможение гиперзвукового, внешнего потока внутри пограничного слоя вызывает значительный рост температуры и, как следствие, сильное падение плотности газа. В пределе, когда вне пограничного слоя М{{???}}, весь газ протекает в «невязкой» области возмущенного потока, и внешнюю границу слоя можно считать непроницаемой поверхностью. Влияние пограничного слоя на давление аналогично при этом увеличению толщины тела на толщину пограничного слоя и может быть весьма большим. Степень возрастания давления за счёт такого влияния при M{{?}} > > 1 и любых значениях ? оценивается параметром K2 = K2(K1 + 1)-2(Re01/2sin2{{?}})-1. Режимы K2 < < 1, K2~1 и K2 > > 1 носят соответственно названия слабого, умеренного и сильного вязкого взаимодействия. При слабом влиянии разреженности газа (малых Кнудсена числах) и M{{?}}{{?}}1 значение Re0 > > l. Поэтому режимы сильного и умеренного вязкого взаимодействия (K2{{?}}1) реализуются лишь на тонких телах ({{?}} < < 1) при условии M{{?}} > > 1. Важным свойством течений с сильным или умеренным вязким взаимодействием является передачи возмущений вверх по потоку через дозвуковую часть пограничного слоя на расстояния, сравнимые с длиной тела. По этой причине изменение, например, давления в кормовой части тонкого тела может существенно перестроить всё поле течения без отрыва пограничного слоя.
К термодинамическим особенностям Г. т. относятся несовершенство газа (переменность удельных теплоёмкостей), отклонения от термодинамического равновесия и излучение газа. В частности, для воздуха при температурах T > 1000{{ }}К удельной теплоёмкости уже существенно зависят от температуры, а примерно при T > 2000{{ }}К — и от давления (см. Кинетика физико-химическая). В случае полёта в летательном аппарате в атмосфере Земли такие температуры достигаются на его лобовой поверхности соответственно при M{{?}} > 4 и M{{?}} > 8. Течения, в которых процессы установления в газе термодинамического равновесия не успевают за темпом изменения внешних воздействий, называются неравновесными. Предельные режимы неравновесных течений, когда указанные процессы практически не успевают развиваться вообще, называют замороженными. Замороженные течения воздуха и при больших температурах не отличаются от течений при T < 1000{{ }}К, то есть соответствуют течению совершенного газа с показателем адиабаты {{?}} = 1,4. На замороженные течения может оказать сильное влияние разреженность газа (см. Разреженных газов динамика). Эффекты неравновесности растут с уменьшением размеров тела и с увеличением высоты полёта. При движении летательного аппарата типа сферы с характерным размером ~1 м в атмосфере Земли область неравновесных течений для скоростей V{{?}} = 3—11 км/с начинается соответственно с высот H {{?}} 40—60 км, а область замороженных — определяется высотами H > 70 км. При скоростях V{{?}} > 9 км/с все указанные термодинамические эффекты могут сопровождаться интенсивным излучением газа (см. Радиационный тепловой поток). Изменения термодинамических свойств газа при больших температурах могут вызывать значительные изменения аэродинамических и особенно тепловых характеристик тел.
При аэродинамическом проектировании гиперзвуковых летательных аппаратов необходимо удовлетворить широкому комплексу требований не только к его аэродинамическим, но и к тепловым характеристикам. Большое число явлений, сопровождающих полёт летательного аппарата, исключает при этом возможность полного моделирования условий натурного обтекания в аэродинамических установках. Расчётные методы исследования Г. т. приобретают, таким образом, исключительно важное значение.

Гиперзвуковой самолет — самолёт, способный летать с гиперзвуковой скоростью. Диапазон скоростей и высот полёта Г. с. занимает промежуточное положение между диапазонами, освоенными сверхзвуковыми самолётами и космическими летательными аппаратами. Идеи создания Г. с. высказывались с 50?х гг. По назначению Г. с. могут быть транспортными (перевозка пассажиров и грузов на дальние расстояния), военными, а также самолетами-разгонщиками авиационных и воздушно-космических систем (первыми ступенями составных летательных аппаратов, сообщающими последующим ступеням часть требуемой скорости и другие начальные условия полёта — высоту, параллакс и др.).
Силовая установка Г. с. должна быть комбинированной, то есть включать в общем случае несколько типов двигателей: газотурбинные (турбореактивные двигатели, турбореактивные двигатели с форсажной камерой и т. п.) и прямоточные (прямоточный воздушно-реактивный двигатель, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель) в различных комбинациях в зависимости от типа Г. с. (например, с использованием турбореактивного двигателя в диапазоне Маха чисел полёта 0 < M{{?}} < 3, прямоточный воздушно-реактивный двигатель — при 1,5 < M{{?}} < 4—6, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель — при M{{?}} > 4—6). Аэродинамическая схема Г. с. должна обеспечивать высокие аэродинамические характеристики, прежде всего при гиперзвуковых скоростях полёта (несущий корпус, крыло малого удлинения и т. д.). Для Г. с. характерна высокая степень интеграции планёра и силовой установки, например, использование носовой части фюзеляжа как элемента воздухозаборника, а хвостовой части — как элемента сопла. В качестве топлива для воздушно-реактивного двигателя Г. с., как правило, рассматривается жидкий водород (реже — другие криогенные топлива), иногда в комбинации с керосином.
В зависимости от сочетания максимальной степени аэродинамического нагревания и его продолжительности конструкция Г. с. может быть теплоизолированной, горячей (см. Горячая конструкция), активно охлаждаемой (см. Охлаждаемая конструкция) или их комбинацией. Важнейшее требование к ней — обеспечение приемлемых весовых характеристик при высокой надёжности и технологичности.

Гидроаэродром — специально подготовленный водный участок и прилегающая прибрежная территория, включающие комплекс сооружений и оборудования для обеспечения эксплуатации гидросамолётов.
Г. располагают на морях, реках, озёрах и искусственных водоёмах. Г. состоит из 3 основных зон — лётной, служебно-технической и жилой. Лётная зона — участок водной поверхности (акватория), подготовленный для взлёта и посадки, руления и стоянки, обслуживания и хранения гидросамолётов,, а также для движения плавучих средств. Акватория Г. состоит из лётного бассейна, полосы руления и гавани. Лётный бассейн предназначается для взлёта и посадки гидросамолётов. На речных Г. лётный бассейн имеет форму лётной полосы длиной около 1 км и шириной около 100 м. На морских и озёрных Г. лётный бассейн может иметь форму круга, квадрата или прямоугольника и позволяет производить взлёт и посадку во многих направлениях. Полоса руления окаймляет лётный бассейн и предназначена для руления гидросамолётов до взлёта и после посадки. Гавань служит для стоянки и обслуживания гидросамолетов на плаву, а также для стоянки плавучих средств обслуживания гидросамолётов. Акватория Г. должна иметь свободные воздушные подходы в направлениях взлёта и посадки. На береговом участке, примыкающем к акватории, располагаются служебно-техническая и жилая зоны Г. Служебно-техническая зона состоит из зданий для обслуживания пассажиров, обработки грузов, управления полётами и сооружений — причалов, пирсов, гидроспусков, складов для хранения авиатоплива и масел, авиаремонтных мастерских и др.

Гидравлическое оборудование летательного аппарата — предназначается для привода в действие различных бортовых функциональных систем — потребителей. Г. о. содержит источники давления (насосы, гидроаккумуляторы), баки с рабочей жидкостью, трубопроводы, арматуру, различные клапаны, фильтры, гасители пульсаций, приборы контроля, защиты и сигнализации. В число потребителей гидравлической энергии входят исполнительные механизмы отклонения органов управления (гидроусилители, рулевые приводы, рулевые машинки), уборки и выпуска шасси, управления воздухозаборниками двигателей, тормозные механизмы колес шасси и т. д. Работа насосов без кавитации при полёте летательного аппарата в разреженной атмосфере или космосе достигается созданием герметичного Г. о. с избыточным давлением внутри него. Поддержание рабочего давления в заданных пределах осуществляется стабилизаторами давления (регуляторами насосов, автоматами разгрузки). Для защиты Г. о. от перегрева используются топливожидкостные теплообменники. В целях безопасности полётов Г. о. обычно выполняется с резервированием (кратность 2—4). На некоторых летательных аппаратах дополнительно устанавливают аварийное Г. о., которое при отказе основной системы приводится в действие ветродвигателями, выдвигаемыми в воздушный поток, электродвигателями или газовыми турбинами с приводом от вспомогательной силовой установки.
Масса Г. о. составляет 1—1,5% взлётной массы для тяжёлых, 2—3% для лёгких манёвренных самолётов и 1—2% для вертолётов. Установочная мощность Г. о. различных летательных аппаратов от 0,75 кВт до 2 МВт, давление от 7 до 28 МПа, объём рабочей жидкости от 6 до 850 л, длина трубопроводов от 40 до 5000 м, рабочий диапазон температур от —60 до 180{{°}}С. Преимущества Г. о. перед электрическими и пневматическими системами заключаются в достижении значительных удельных сил и мощностей, в широких пределах плавного изменения скоростей перемещения механизмов и высокой степени устойчивости к внешним нагрузкам. До 40?х гг. в основном применялись простейшие гидропередачи с ручным приводом. С середины 30?х гг. до середины 50?х гг. в военной авиации и ракетной технике использовалось Г. о. с комплексными автономными электрогидравлическими приводами, питаемыми бортовой электросетью. С 50?х гг. широкое распространение получило Г. о. с приводом от маршевого двигателя, включающее насосы постоянной подачи с автоматом нагрузки или насосы переменный подачи. Г. о. с приводом от электродвигателей применяется на летательных аппаратах с невысокой мощностью насосов. С 80?х гг. внедрены насосы переменный подачи с электромагнитным клапаном разгрузки.

Гибридный летательный аппарат — летательный аппарат, у которого для создания подъёмной силы используется сочетание аэростатического и аэродинамического принципов. Идея первых гибридных или комбинированных аэростатических летательных аппаратов, называемых также микстами от латинского mixtus — смешанный), заключалась в использовании аэродинамической подъёмной силы для управления полётом в вертикальной плоскости. В качестве средств создания аэродинамической подъёмной силы рассматривали воздушные винты, а также расположенные под углом атаки корпус летательного аппарата или крыло. Этим также решалась частично проблема балластировки, присущая дирижаблям классической схемы. Одним из первых Г. л. а. был аппарат Розе (Франция), построенный в 1901. Основными. его элементами являлись две сигарообразные оболочки, два вертикальных и два горизонтальных винта и несколько прямоугольных поверхностей, установленных под различными углами атаки. Однако испытания выявили недостаточность вертикальной тяги винтов аппарата, и дальнейшего развития он не получил. В последующем идея Г. л. а. развивалась в направлении увеличения доли аэродинамической составляющей полной подъёмной силы до значения, примерно соответствующего весу полезной нагрузки, и уменьшения доли аэростатической составляющей до уровня, близкого к весу ненагруженного летательного аппарата. Этим наиболее просто мог бы быть реализован принцип безбалластности и обеспечена возможность изменения динамической подъёмной силы для целей управления. Вместе с приобретением новых свойств Г. л. а. теряют преимущества, присущие чисто аэродинамическим и аэростатическим летательным аппаратам. Так, Г. л. а. на основе комбинации корпуса дирижабля и вертолётных несущих винтов утрачивает преимущество дирижабля, заключающееся в малом расходе топлива, и преимущества вертолёта, связанные с возможностью продолжительного зависания и безаэродромного базирования. Среди многочисленных разработок Г. л. а. 70—80-х гг. следует отметить доведённый до реализации проект «Гелистат» американской фирмы «Пясецкий эркрафт». Аппарат был спроектирован на основе оболочки дирижабля ZPG-2 полужесткой конструкции объёмом 27 тысяч м3 и четырёх вертолётов Сикорский SH-34G. Взлетная масса летательного аппарата 48,6 т. В первом полёте в июле 1986 «Гелистат» потерпел катастрофу и полностью разрушился.

«Грумман» (Grumman Aerospace Corporation) — авиаракетостроительная фирма США. Образована в 1929 как «Грумман эркрафт энджиниринг» (Grumman Aircraft Engineering Corporation), современное название с 1969. Основной поставщик авиационной техники военно-морских сил США. Во Второй мировой войне широко использовались разработанные фирмой палубные истребители F4F «Уайлдкэт» (первый полёт в 1939, построено около 8 тысяч), F6F «Хелкэт» (1942) и бомбардировщик ТВ «Аренджер» (1941, построено около 10 тысяч). Позднее фирма создала: палубные истребители F8F «Бэркэт» с поршневым двигателем (1943), реактивные F9F «Пантера» (1947, построено около 1 тысячи) и «Кугар» (1951, построено 1985), F11F «Тайгер» (1954), палубные самолёты противолодочной обороны AF «Гардиан» с поршневым двигателем (1949) и S-2. «Тракер» с двумя поршневыми двигателями (1952, построено более 1 тысячи), палубный самолёт дальнего радиолокационного обнаружения Е-1В «Трейсер» с двумя поршневыми двигателями (1956), гидросамолёт U-16 «Альбатрос» (1947), лёгкие палубные военно-транспортные самолёты С-1 с двумя поршневыми двигателями (1955) и С-2 с двумя турбовинтовыми двигателями (1963), разведывательный и легкий ударный самолет OV-1 «Мохок» с двумя турбореактивными двигателями (1959), реактивный самолет радиоэлектронной борьбы ЕА-6А (1963). Основные программы 80?х гг.: производство палубных истребителей F-14 «Томкэт» (1970), самолетов радиоэлектронной борьбы EA-6B «Паулер» (1968) и палубных бомбардировщиков A-6 «Интрудер» (1960); постройка экспериментального истребителя X-29A (1984) с крылом обратной стреловидности; модификация истребителей-бомбардировщиков Дженерал Дайнемикс F-111 в вариант самолёта радиоэлектронной борьбы EF-111A.

Грузопассажирский самолёт ? быстро переоборудуемая (конвертируемая) модификация пассажирского самолёта. При проектировании базового самолёта в конструкции фюзеляжа предусматриваются грузовая дверь, усиленный пол (под транспортировку грузов) и узлы крепления контейнеров и поддонов. На некоторых пассажирских самолётах контейнеры, располагаемые в подпольных грузовых помещениях, позволяют (при отсутствии пассажиров) полностью использовать грузоподъёмность самолёта, и необходимость в конвертировании отпадает. Но в большинстве случаев эти помещения не позволяют решить проблему полностью. Цель создания Г. с. — лучшее использование грузоподъёмности самолёта, поскольку на некоторых линиях в зависимости от времени года пассажирозагрузка в одном направлении больше, чем в обратном, и, кроме того, пассажирозагрузка снижается в ночных рейсах.
Г. с. появились в период реактивной авиации (поршневые самолёты имели грузовые модификации).

Грузовой летательный аппарат — транспортный летательный аппарат для перевозки почты, грузов, техники с сопровождающим их персоналом. Многие транспортные летательные аппараты создаются для военного (см. Военно-транспортный летательный аппарат) и для гражданского применения. В качестве Г. л. а. используются грузовые самолёты (ГС), грузовые вертолёты (ГВ) и дирижабли, ГС и ГВ по взлётной массе подразделяются на легкие, средние и тяжёлые. Важнейшие характеристики Г. л. а.: грузоподъёмность, габаритные размеры и объём грузовой кабины, часовая производительность и себестоимость перевозок.
ГС и ГВ имеют, как правило, грузовую кабину, в которой размещается и швартуется перевозимый груз; она имеет большие грузовые двери (люки) и оснащена трапами (наездами или рампой) и транспортным оборудованием для выполнения погрузочно-разгрузочных операций на земле и сброса грузов и техники в воздухе. Возможно также жёсткое наружное крепление груза, а ГВ могут транспортировать его и на гибкой внешней подвеске. На дирижаблях груз размещается в гондолах.
До начала 40?х гг. грузовые перевозки осуществлялись на пассажирских и грузопассажирских самолётах с бортовыми грузолюками. Первые специализированные ГС с хвостовыми люками были построены: в США — Фэрчайлд С-82 «Пэкет» (1944), в Германии — Арадо-232 (1944); в Великобритании — Бристоль 170 «Фрейтер» (1945). Первый советский специализированный ГС Ан-8 был создан в 1956, а 1957 — Ан-12, в 1965 — первый в мире широкофюзеляжный ГС Ан-22 «Антей» (диаметр фюзеляжа 6 м), а в последующие годы — лёгкие Ан-24Т, Ан-26, Ан-32 и самолёт короткого взлёта и посадки Ан-28 для местных воздушных линий. Для них характерны схема с высоким расположением крыла, размещение турбовинтовых двигателей на крыле, фюзеляж с хвостовым и (или) носовым грузолюками, возможность эксплуатации на мягких грунтах, автономность эксплуатации.
К транспортным самолётам с турбореактивным двухконтурным двигателем принадлежат советские ГС Ил-76Т, Ан-72 (укороченного взлёта и посадки) и его модификация Ан-74 «Арктика», Ан-124 «Руслан», Ан-225 «Мрия» грузоподъёмностью 250 т, способный перевозить груз, размещённый на фюзеляже (см. рис. 1 и 2), а также американский ГС Локхид С-5 (двухпалубный, с носовым и хвостовым грузолюками), Локхид С-141 и Боинг 747-200F (контейнеровоз с носовым люком).
Начиная с 50?х гг. в качестве Г. л. а. начали широко применяться транспортные и многоцелевые вертолёты, а затем вертолёты-краны. Независимость от аэродрома делает вертолёт незаменимым транспортным средством в труднодоступных районах, а способность зависать в воздухе позволяет использовать вертолёт для выполнения уникальных монтажных операций, в том числе с доставленными им конструкциями (грузами). В СССР в качестве ГВ использовались многие Отечественной машины различной грузоподъемности, в том числе Ми-4, Як-24, Ми-6, Ми-2, Ми-10К, Ми-8, Ми-26 (грузоподъёмность 20 т), Ка-15М, Ка-18, Ка-26, Ка-25К, Ка-32 и другие. За рубежом своими разработками в области ГВ выделяются американские фирмы «Сикорский» и «Боинг вертолл».
Эксплуатация дирижаблей была практически свёрнута после Второй мировой войны. В 70?х гг. в ряде стран (в том числе в СССР) получили развитие исследования по целесообразности применения дирижаблей для транспортировки крупногабаритных тяжёлых (до 500 т) грузов.

Григоровича самолёты. В период 1908—1935 Д. П. Григоровичем создано 80 самолётов разнообразных типов, в числе которых гидросамолёты различного назначения, истребители и другие самолёты сухопутного базирования. Многие из них были в серийном производстве, некоторые строились в единственном экземпляре (это варианты, предшествовавшие серийному образцу, самолёты нового типа и т. п.).
М-1 (морской первый) — летающая лодка (ЛЛ), построенная по образцу французской лодки «Донне-Левек» с внесением ряда конструктивных изменений. Схема — полутораплан с толкающим воздушным винтом — будет характерна для многих гидросамолётов Григоровича. Кабина двухместная (сидения рядом).
М-2, М-3. М-4 — ЛЛ с увеличенными по сравнению с М-1 размерами, изменёнными обводами корпуса и профилем крыльев, более мощными двигателями; построены с целью достигнуть более высоких лётных и мореходных качеств. Весной 1915 Морское ведомство приняло 4 экземпляра лодки М-4.
М-5 — одна из лучших ЛЛ своего времени, отработанная по форме корпуса, коробке крыльев и компоновке в целом на основе предшествующих моделей. Каркасы лодки и крыльев деревянные, обшивка лодки из фанеры, обтяжка крыльев — миткаль. Экипаж — 2 человека. Отличалась хорошими мореходностью (преодолевала волну высотой до 0,5 м) и пилотажными свойствами. Выпущена в начале 1915. В военных действиях использовалась как разведчик (мог устанавливаться пулемёт), но после выпуска М-9 стала применяться в учебных целях (для подготовки морских лётчиков). В 1915—1923 выпущено около 300 экземпляров.
М-6, М-7, М-8 — опытные ЛЛ, выполненные по образцу М-5, но с изменёнными обводами.
М-9 — ЛЛ с увеличенными по сравнению с М-5 размерами, трёхместная. Устанавливались двигатели мощностью от 95,6 до 162 кВт (в основном 110 кВт). Отличалась хорошими мореходными и пилотажными характеристиками. В сентябре 1916 Я. И. Нагурский с пассажиром на борту выполнил на М-9 (на гидросамолёте — впервые) две петли Нестерова подряд. Предназначалась для разведки, могла проводить бомбометание. В передней кабине устанавливался шкворневой пулемёт (на некоторых экземплярах пушка). Применялась в Первой мировой и Гражданской войнах. В 1916—1923 построено около 500 экземпляров. Создание М-9 (наряду с М-5) было одним из наиболее значительных достижений Григоровича в гидроавиации.
М-15 — дальнейшее развитие ЛЛ М-9 со значительным уменьшением размеров. Вследствие нехватки двигателей выбранного типа ЛЛ М-15 была построена в небольшом количестве и использовалась главным образом как тренировочный самолёт.
М-16 — поплавковый гидросамолёт-разведчик. Двухместный биплан с ферменным хвостом, толкающим воздушным винтом, с двумя главными и одним хвостовым поплавком. Построено 40 экземпляров.
М-17 — незначительное видоизменение ЛЛ М-15. Построено несколько экземпляров.
М-20 — ЛЛ, сходная с М-5, но с двигателем «Рон» мощностью 88,3 кВт. Выпущена в небольшом количестве, применялась в Гражданской войне.
МК-1 (морской крейсер) — однопоплавковый гидросамолёт больших (для своего времени) размеров, постановщик мин, дальний разведчик и бомбардировщик. Трёхдвигательный фюзеляжный биплан с закрытой кабиной экипажа; воздушные винты тянущие. В носовой части поплавка на рабочем месте стрелка наблюдателя предусматривалась установка крупнокалиберной пушки (до 3 дюймов). Этот оригинальный по замыслу самолёт постигла неудача — в первой попытке взлёта он затонул на разбеге. Экипаж спасся, самолёт получил большие повреждения и не восстанавливался.
ГАСН (гидроаэроплан специального назначения), СОН (самолёт особого назначения) — двухдвигательный двухпоплавковый гидросамолёт, первый в мире морской торпедоносец. Был оборудован двумя стрелковыми установками — одна перед рабочими местами двух лётчиков, другая — за коробкой крыльев. Из 10 заказных самолётов был построен один, проходивший лётные испытания в 1917. В 1920 испытания возобновились, но вскоре были прекращены.
М-11 — одноместный морской истребитель типа ЛЛ (опытный образец и несколько тренировочных самолётов — двухместные). Вооружение — неподвижный пулемёт, установленный перед кабиной под обтекателем. Для защиты лётчика и двигателя применено бронирование. Самолёт предназначался для сопровождения лодок М-9, но в основном использовался как разведчик. В эксплуатации было около 60 экземпляров.
М-12 — видоизменение М-11 с некоторыми отличиями в оперении и форме носовой части лодки. Выпущено несколько экземпляров.
М-24 и М-24бис — развитие ЛЛ М-9 (с изменениями) под более мощные двигатели (162 и 191 кВт). Построено 40 экземпляров М-24 и 20 экземпляров М-24бис.
МРЛ-1 (морской разведчик с двигателем «Либерти») — ЛЛ, одностоечный биплан с толкающим воздушным винтом. Построен 1 экземпляр. Испытания показали необходимость совершенствования самолёта, что привело к созданию следующей модели.
МР-2 по схеме аналогичен МРЛ-1, но с увеличенными размерами. Самолёт потерпел катастрофу в ходе лётных испытаний (выполненные позднее в Центральном аэрогидродинамическом институте испытания модели в аэродинамической трубе выявили недостаточную продольную устойчивость МР-2).
МУ-2 — учебный ЛЛ с металлическим корпусом и отечественным двигателем М-11. Самолёт оказался перетяжелённым и в серии не строился.
РОМ-1 (разведчик открытого моря, МДР-1) — морской дальний разведчик, ЛЛ с поплавками боковой остойчивости. Два двигателя установлены по схеме «тандем» толкающим и тянущим воздушными винтами. Конструкция смешанная: корпус лодки, нижнее крыло и поплавки из кольчугалюминия, верхний крыло деревянное с полотняной обтяжкой, хвостовое оперение из кольчугалюминия с полотняной обтяжкой. Вооружение — бомбы и четыре пулемёта в двух турельных установках. Самолёт проходил лётные испытания, но вследствие перетяжеления, неблагоприятной центровки и т. п. в серии не строился.
РОМ-2 (МДР-1) — развитие РОМ-1 с двумя двигателями, установленными параллельно (с тянущими воздушными винтами), и измененными обводами корпуса лодки. Летные качества улучшились, но не отвечали требованиям начала 30?х гг. (в серии не строился).
И-1 — первый опытный сухопутный истребитель Григоровича (разрабатывался одновременно с И-1 Н. Н. Поликарпова по аналогичному заданию, отсюда одинаковые обозначения). Одноместный одностоечный биплан деревянной конструкции с полотняной обшивкой.
И-2 — развитие И-1. Отличия: отсутствие поперечного V крыла, монококовый фюзеляж овального сечения (вместо расчалочного), улучшенные капоты двигателя и т. д. Вооружение — два пулемёта ПВ-1 с синхронизаторами стрельбы. Самолёт был принят для серийного производства.
И-2бис — серийный вариант с некоторыми переделками по сравнению с И-2 (в средний часть фюзеляжа для повышения прочности введена сварная ферма, увеличены размеры кабины и др.). По существу, это был первый советский истребитель, выпушенный значительной серией (211 экземпляр).
И-Z (пушечный истребитель «Z») — одноместный истребитель, подкосный низкоплан с мощным пушечным вооружением . Увеличение калибра оружия стало возможным благодаря созданию Л. В. Курчевским так называемых динамореактивных пушек с малой отдачей (отдача компенсируется реакцией отбрасываемых назад газов). На И-Z были установлены две трёхдюймовые АПК (автоматические пушки Курчевского) под крылом и синхронный пулемёт ПВ-1. Передняя часть фюзеляжа с кабиной взята от И-5, хвостовая часть фюзеляжа — дуралюминовый монокок овального сечения с большим вертикальным оперением и высоко поднятым подкосным горизонтальным оперением (чтобы ослабить воздействие отбрасываемых пушками газов). Крыло (на серийных самолётах) деревянной конструкции. В 1933—1935 построен 71 самолёт.
В связи с последующим успешным развитием скорострельных авиационных пушек меньшего калибра пушки АПК распространения не получили.
ИП-1 (истребитель пушечный, ДГ-52) — одноместный истребитель, свободнонесуший моноплан с полуубирающимся назад шасси. Конструкция крыла и фюзеляжа металлическая (обтяжка рулей — полотно). Воздушный винт с изменяемым на земле шагом. Вооружение: на опытных образцах две АПК, на серийных — две пушки ШВАК и шесть пулемётов ШКАС. В 1936—1937 выпущено 200 самолётов.
ИП-4 (ДГ-53) — модификация ИП-1 уменьшенных размеров. Построен 1 экземпляр.
СУВП (самолёт «Укрвоздухпуть») — подкосный высокоплан с открытой кабиной лётчика и трёхместной пассажирской кабиной. Построен по заказу общества «Укрвоздухпуть» и эксплуатировался на воздушных линиях Украины (серийно не выпускался). Конструкция смешанная: фюзеляж и подкосы крыла сварные из стальных труб, крыло и оперение деревянные, вся обтяжка из полотна.
Э-2 (ДГ-55) — спортивно-тренировочный двухместный моноплан деревянной конструкции с убирающимся шасси. Самолёт хорошо зарекомендовал себя в полётах, но в серии не строился.
С участием Григоровича (как соавтора проекта или консультанта) был осуществлён ещё ряд разработок, в числе которых истребитель И-5 (см. Поликарпова самолёты), тяжёлый бомбардировщик ТБ-5, тяжёлые штурмовики серии ТШ и другие.

Гребень аэродинамический — вспомогательная, как правило вертикальная, аэродинамическая поверхность самолёта, предназначенная для повышения его путевой статической устойчивости (см. Боковая устойчивость). Наиболее часто Г. а. располагаются в плоскости симметрии самолёта на хвостовой части фюзеляжа — форкиль (располагается перед килем) и под фюзеляжем — подфюзеляжкый гребень. Форкиль увеличивает путевую статическую устойчивость самолёта на больших углах скольжения. Один или несколько подфюзеляжных гребней, расположенных под углом к плоскости симметрии, повышают путевую статическую устойчивость самолёта на больших углах атаки. Чтобы обеспечить более благоприятные условия для взлёта, посадки и стоянки летательного аппарата, эти гребни могут выполняться складывающимися (убирающимися). Иногда применяют горизонтальный Г. а., устанавливаемый на носовой части фюзеляжа; такой гребень аэродинамически благоприятно взаимодействует с вертикальным оперением (см. Интерференция аэродинамическая). Г. а. чаще всего применяют на манёвренных сверхзвуковых самолётах, на которых только вертикальным оперением трудно обеспечить требуемый запас путевой статической устойчивости на всех режимах полёта. Площадь Г. а. обычно невелика (1—3% площади крыла).