9.1. Системы, оборудование и компоненты

9.1.1. Газотурбинные авиационные двигатели, 8411 11 000 0;

имеющие любое из следующего: 8411 81 000;

а) использующие любые технологии, 8411 82

контролируемые по пункту 9.5.3.1; или

Примечание.

По подпункту "а" пункта 9.1.1 не

контролируются газотурбинные авиационные

двигатели, удовлетворяющие всему

нижеследующему:

а) сертифицированные гражданским

авиационным ведомством государства-

участника; и

б) предназначенные для полета невоенного

пилотируемого летательного аппарата, для

которого с этим конкретным типом двигателя

государством, являющимся участником ВД,

был выдан один из следующих документов:

сертификат гражданского типа; или

равнозначный документ, признанный

Международной организацией гражданской

авиации (ICAO)

б) разработанные для полета летательного

аппарата, предназначенного для перемещения

с крейсерской скоростью, равной 1 М или

выше, в течение более 30 мин.

9.1.2. Морские газотурбинные двигатели со 8411 82 200;

стандартной по ISO эксплуатационной 8411 82 600;

мощностью 24 245 кВт или более и удельным 8411 82 800 0

расходом топлива, не превышающим 0,219

кг/кВтч, в диапазоне мощностей от 35% до

100% и специально разработанные агрегаты и

компоненты для таких двигателей

Примечание.

Термин "морские газотурбинные двигатели"

включает промышленные или авиационные

газотурбинные двигатели, приспособленные

для применения в корабельных

электрогенераторных или силовых установках

9.1.3. Специально разработанные агрегаты и 8411 99 001 1;

компоненты, при производстве которых 8411 99 009 0

используются технологии, контролируемые по

пункту 9.5.3.1, для следующих газотурбинных

двигателей:

а) контролируемых по пункту 9.1.1;

б) место разработки или производства

которых либо не известно производителю,

либо они разрабатываются и производятся в

государствах, не являющихся участниками

Вассенаарских договоренностей по

экспортному контролю за обычными

вооружениями, товарами и технологиями

двойного назначения

9.1.4. Ракеты-носители и космические аппараты 8802 60;

9306 90

Примечание.

По пункту 9.1.4 не контролируются полезные

нагрузки

Особое примечание.

Для контрольного статуса оборудования,

входящего в состав полезной нагрузки

космического аппарата, см. соответствующие

категории

9.1.5. Жидкостные ракетные двигатели, содержащие 8412 10 000 9

любую из систем или компонентов,

контролируемых по пункту 9.1.6

9.1.6. Системы и компоненты, специально

разработанные для жидкостных ракетных

двигателей:

9.1.6.1. Криогенные машины, бортовые сосуды Дьюара, 8412 90 800 0

криогенные тепловые трубы или криогенные

системы, специально разработанные для

использования в космических аппаратах и

допускающие потери криогенной жидкости

менее 30% в год;

9.1.6.2. Криогенные контейнеры или рефрижераторные 8412 90 800 0

системы с замкнутым циклом, способные

обеспечивать температуру 100 К (-173 °C)

или ниже, для летательных аппаратов,

способных поддерживать скорость полета,

превышающую 3 M, ракет-носителей или

космических аппаратов;

9.1.6.3. Системы хранения или передачи шугового 7311 00;

водорода; 8413 19 000 0

9.1.6.4. Турбонасосы высокого давления (выше 17,5 8413 19 000 0

МПа), компоненты насосов или объединенные с

ними газогенераторы либо системы,

управляющие подачей газа к турбине;

9.1.6.5. Камеры сгорания высокого давления (выше 8412 90 200 0

10,6 МПа) и сопла для них;

9.1.6.6. Системы хранения топлива, в которых 8412 29 890 9;

используются принципы его капиллярного 8479 89 970 9

удержания или принудительной подачи

вытеснительными диафрагмами;

9.1.6.7. Форсунки жидкого топлива с единичными 8412 90 800 0;

калиброванными отверстиями диаметром 0,381 9306 90 900 0

-3

мм или менее (площадью сечения 1,14 x 10

кв. см или менее для некруглых отверстий),

специально разработанные для жидкостных

ракетных двигателей;

9.1.6.8. Монолитные сопловые блоки или выходные 3801;

конусы из материала углерод - углерод с 8412 90;

плотностью более 1,4 г/куб. см и прочностью 9306 90

при растяжении более 48 МПа

9.1.7. Твердотопливные ракетные двигатели, 8412 10 000 9

обладающие любой из следующих

характеристик:

а) суммарным импульсом более 1,1 МНс;

б) удельным импульсом на уровне моря 2,4

кНс/кг или более при давлении в камере

сгорания 7 МПа;

в) относительной массой двигателя более 88%

от массы ступени (ракеты) и относительной

массой заряда твердого топлива более 86%

от массы двигателя;

г) включают любые из компонентов,

контролируемых по пункту 9.1.8;

д) наличием изолирующих покрытий в системе

"корпус - заряд", выполняющих функции

теплозащиты, прочного механического

сцепления топлива с корпусом и

препятствующих проникновению химических

продуктов горения твердого топлива в

материал корпуса двигателя

Техническое примечание.

Для целей подпункта "д" пункта 9.1.7 термин

"прочное механическое сцепление" означает

прочность соединения, равную или

превышающую прочность топлива

9.1.8. Компоненты, специально разработанные для

твердотопливных ракетных двигателей:

9.1.8.1. Изолирующие покрытия с закладными 4016 10 000 0;

элементами для повышения прочности топлива 4016 99 990 9;

в системе "корпус - заряд", выполняющие 4017 00 900 0;

функции теплозащиты, прочного механического 8412 90 200 0;

сцепления топлива с корпусом и 8803 90 900 0

препятствующие проникновению химических

продуктов горения твердого топлива в

материал корпуса двигателя

Техническое примечание.

Для целей пункта 9.1.8.1 термин "прочное

механическое сцепление" означает прочность

соединения, равную или превышающую

прочность топлива;

9.1.8.2. Полученные намоткой корпуса из 9306 90

композиционных материалов с диаметром

больше 0,61 м или имеющие показатель

эффективности конструкции (PV/W) более 25

км

Техническое примечание.

Показатель эффективности конструкции (PV/W)

- это разрушающее внутреннее давление (P),

умноженное на объем сосуда (V) и деленное

на общий вес сосуда высокого давления (W);

9.1.8.3. Сопла двигателей с тягой, превышающей 45 9306 90

кН, или скоростью уноса массы в критическом

сечении менее 0,075 мм/с;

9.1.8.4. Системы управления вектором тяги на основе 8412 90 200 0;

поворотной камеры (соплового блока) или 9306 90

путем вдува газа в закритическую часть

сопла, имеющие любую из следующих

характеристик:

а) возможность поворота относительно

произвольной оси (две степени свободы) на

угол более +/- 5 град;

б) скорость вращения вектора тяги 20 град/с

или более; или

в) ускорение вращения вектора тяги 40

2

град/с или более

9.1.9. Гибридные ракетные двигательные установки 8412 10 000 9;

с: 8412 90 200 0

а) суммарным импульсом, превышающим 1,1

МНс; или

б) пустотной тягой, превышающей 220 кН

9.1.10. Специально разработанные компоненты,

системы и конструкции для ракет-носителей,

двигательных установок ракет-носителей или

космических аппаратов:

9.1.10.1. Компоненты и конструкции массой более 10 2804 50 100 0;

кг, специально разработанные для ракет- 2818 20 000 0;

носителей, изготовленные из композиционных 2849 20 000 0;

материалов с металлической, полимерной, 3801;

керамической или интерметаллидной матрицей, 3926 90 980 5;

контролируемых по пункту 1.3.7 или 1.3.10 6815 99 100 0;

6903 10 000 0;

7019 11 000 0;

7019 12 000 0;

7019 19;

7019 40 000 0;

7019 51 000 0;

7019 52 000 0;

7019 59 000 0;

8101 99 100 0;

8102 95 000 0;

8108 90 300 9;

8108 90 500 9;

8108 90 600 9;

8412 90;

8803 90 900 0;

9306 90

Примечание.

Ограничение по весу не относится к головным

обтекателям;

9.1.10.2. Компоненты и конструкции, контролируемые по 2804 50 100 0;

пунктам 9.1.5 - 9.1.9, специально 2818 20 000 0;

разработанные для двигательных установок 2849 20 000 0;

ракет-носителей, изготовленные из 3801;

композиционных материалов с металлической, 3926 90 980 5;

полимерной, керамической или 6815 99 100 0;

интерметаллидной матрицей, контролируемых 6903 10 000 0;

по пункту 1.3.7 или 1.3.10; 7019 11 000 0;

7019 12 000 0;

7019 19;

7019 40 000 0;

7019 51 000 0;

7019 52 000 0;

7019 59 000 0;

8101 99 100 0;

8102 95 000 0;

8108 90 300 9;

8108 90 500 9;

8108 90 600 9;

8412 90;

8803 90 900 0;

9306 90

9.1.10.3. Элементы конструкций и изоляционные 8803 90 900 0;

системы, специально разработанные для 9306 90

активного управления динамической

чувствительностью или деформацией

конструкций космического аппарата;

9.1.10.4. Жидкостные ракетные двигатели многократного 8412 10 000 9

включения с тяговооруженностью, равной или

больше 1 кН/кг, и временем срабатывания

(временем, необходимым для достижения 90%

полной номинальной тяги от момента пуска)

менее 0,03 с

9.1.11. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели, 8412 10 000 9

пульсирующие воздушно-реактивные двигатели

или двигатели комбинированного цикла и

специально разработанные для них компоненты

Особое примечание.

В отношении двигателей и их компонентов,

указанных в пункте 9.1.11, см. также пункт

9.1.1 разделов 2 и 3

9.1.12. Беспилотные (воздушные) летательные

аппараты (БЛА), взаимосвязанные системы,

оборудование и компоненты:

9.1.12.1. БЛА, имеющие любое из следующего: 8802 20 000 0;

а) автономное управление полетом и бортовые 8802 30 000 0;

средства навигации (например, автопилот с 8802 40 000 7;

инерциальной навигационной системой); или 9306 90

б) возможность управления полетом за

пределами прямой видимости оператором

(например, телевизионное дистанционное

управление);

9.1.12.2. Взаимосвязанные системы, оборудование и 8407 10 000 0;

компоненты: 8411 11 000 0;

а) оборудование, специально разработанное 8411 12;

для дистанционного управления БЛА, 8525 80;

определенных в пункте 9.1.12.1; 8526 10 000;

б) системы наведения или управления другие, 8526 91 800 0;

чем контролируются в категории 7, 8526 92 000 9;

специально разработанные для объединения в 8803 30 000 0;

одно целое с БЛА, определенными в пункте 8803 90 900 0;

9.1.12.1; 9007 19 000 0;

в) оборудование и компоненты, специально 9014 10 000 0;

разработанные для переделки пилотируемого 9014 20 800 0;

летательного аппарата в БЛА, определенный в 9014 80 000 0

пункте 9.1.12.1;

г) поршневые или роторные

воздушно-реактивные двигатели внутреннего

сгорания, специально разработанные или

модифицированные для полета БЛА на высоте

более 15 240 м (50 000 футов)

Примечание.

Пункт 9.1.12 не применяется к моделям

летательных аппаратов