9.3. Материалы - нет

9.1. Системы, оборудование и компоненты

9.1.1. Газотурбинные авиационные 8411 11 000 9;

двигатели, имеющие любое из 8411 81 000;

следующего: 8411 82

а) включающие любые технологии,

определенные в пункте 9.5.3.1,

9.5.3.8 или 9.5.3.9; или

Примечания:

1. Подпункт "а" пункта 9.1.1 не

применяется к газотурбинным

авиационным двигателям,

удовлетворяющим всему

нижеследующему:

а) сертифицированным гражданским

авиационным ведомством

государства, являющегося

участником Вассенаарских

договоренностей по экспортному

контролю за обычными вооружениями,

товарами и технологиями двойного

применения (ВД); и

б) предназначенным 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 (ИКАО).

2. Подпункт "а" пункта 9.1.1 не

применяется к газотурбинным

авиационным двигателям,

разработанным для вспомогательных

силовых установок (ВСУ),

сертифицированных гражданским

авиационным ведомством государства,

являющегося участником ВД

б) разработанные для полета

летательного аппарата,

предназначенного для перемещения с

крейсерской скоростью, равной 1 М

или выше, в течение более 30 минут

9.1.2. Морские газотурбинные двигатели со 8411 82 200;

стандартной по ISO 8411 82 600;

эксплуатационной мощностью 8411 82 800 9

24 245 кВт или более и удельным

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. Агрегаты и компоненты, в которых 8411 99 001 1;

применяется любая из определенных 8411 99 009

в пункте 9.5.3.1, 9.5.3.8

или 9.5.3.9технологий, специально

разработанные для силовых

установок любых из следующих

газотурбинных двигателей:

а) определенных в пункте 9.1.1;

или

б) место разработки или

производства которых либо

неизвестно, либо относится к

государствам, не являющимся

участниками ВД

9.1.4. Космические ракеты-носители и 8802 60;

космические аппараты 9306 90

Примечание.

Пункт 9.1.4 не применяется к

полезным нагрузкам

Особое примечание.

Для контрольного статуса товара,

входящего в состав полезной

нагрузки космического аппарата,

см. соответствующие категории

9.1.5. Жидкостные ракетные двигатели, 8412 10 000 9

содержащие любые системы или

компоненты, определенные в пункте

9.1.6

9.1.6. Системы и компоненты, специально

разработанные для жидкостных

ракетных двигательных установок:

9.1.6.1. Криогенные рефрижераторы, бортовые 8412 90 800 0

сосуды Дьюара, криогенные тепловые

трубы или криогенные системы,

специально разработанные для

использования в космических

аппаратах и способные ограничивать

потери криогенной жидкости до

менее чем 30% в год;

9.1.6.2. Криогенные контейнеры или 8412 90 800 0

рефрижераторные системы с

замкнутым циклом, способные

обеспечивать температуру 100 K

(-173 °C) или ниже, для

летательных аппаратов, способных

поддерживать скорость полета,

превышающую 3 М, ракет-носителей

или космических аппаратов;

9.1.6.3. Системы хранения или перекачки 7311 00;

шугового водорода; 8413 19 000 0

9.1.6.4. Турбонасосы высокого давления 8413 19 000 0

(выше 17,5 МПа), компоненты

насосов или объединенные с ними

газогенераторы либо системы,

управляющие подачей газа к

турбине;

9.1.6.5. Камеры сгорания высокого давления 8412 90 200 0

(выше 10,6 МПа) и сопла для них;

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

используются принципы его 8479 89 970 8

капиллярного удержания или

принудительной подачи

вытеснительными диафрагмами;

9.1.6.7. Форсунки жидкого топлива с 8412 90 800 0;

отдельными калиброванными 9306 90 900 0

отверстиями диаметром 0,381 мм или

менее (площадью сечения 1,14 x

см2 или менее для некруглых

отверстий), специально

разработанные для жидкостных

ракетных двигателей;

9.1.6.8. Цельные камеры сгорания или 3801;

выходные сопла из материала углерод 8412 90;

- углерод с плотностью более 1,4 9306 90

г/см3 и прочностью при растяжении

более 48 МПа

9.1.7. Твердотопливные ракетные двигатели, 8412 10 000 9

обладающие любой из следующих

характеристик:

а) полным импульсом тяги 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) наличием компонентов,

определенных в пункте 9.1.8;

д) наличием систем соединения

изолирующих покрытий и топлива,

непосредственно соединяющих

элементы конструкции двигателя для

обеспечения прочного механического

сцепления и препятствия перемещению

химических продуктов от твердого

топлива через изолирующее покрытие

к корпусу

9.1.8. Компоненты, специально

разработанные для твердотопливных

ракетных двигательных установок:

9.1.8.1. Системы соединения изолирующих 4016 10 000 9;

покрытий и топлива, использующие 4016 99 970 9;

компоненты для обеспечения прочного 4017 00 000 9;

механического сцепления и 8412 90 200 0;

препятствия перемещению химических 8803 90 900 0

продуктов от твердого топлива через

изолирующее покрытие к корпусу;

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) - внутреннее

давление разрушения (P), умноженное

на объем сосуда высокого давления

(V) и деленное на его общую массу

(W);

9.1.8.3. Сопла с уровнем тяги, превышающим 9306 90

45 кН, или скоростью эрозии

критического сечения менее 0,075

мм/с;

9.1.8.4. Системы управления вектором тяги 8412 90 200 0;

путем использования поворотного 9306 90

(подвижного) сопла или вдува газа,

допускающие любое из следующего:

а) перемещения по всем осям более

5 град.;

б) угловые вращения вектора 20

град./с или более; или

в) угловые ускорения вектора 40

град./с2 или более

9.1.9. Гибридные ракетные двигательные 8412 10 000 9;

установки, имеющие любую из 8412 90 200 0

следующих характеристик:

а) полный импульс тяги, превышающий

1,1 МНс; или

б) уровень тяги, превышающий 220 кН

в вакууме на выходе

9.1.10. Специально разработанные

компоненты, системы и устройства

для ракет-носителей, двигательных

установок ракет-носителей или

космических аппаратов:

9.1.10.1. Компоненты и устройства массой 2804 50 100 0;

более 10 кг каждое, специально 2818 20 000 0;

разработанные для ракет-носителей, 2849 20 000 0;

изготовленные из композиционных 3801;

материалов с металлической, 3926 90 970 5;

органической, керамической или 6815 99 000 9;

интерметаллидной матрицей, 6903 10 000 0;

определенных в пункте 1.3.7 или 7019 11 000 0;

1.3.10 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 2;

8108 90 600 8

8412 90;

8803 90 900 0;

9306 90

Примечание.

Ограничение по весу не относится к

головным обтекателям;

9.1.10.2. Компоненты и устройства, специально 2804 50 100 0;

разработанные для двигательных 2818 20 000 0;

установок ракет-носителей, 2849 20 000 0;

определенных в пунктах 9.1.5 - 3801;

9.1.9, изготовленные из 3926 90 970 5;

композиционных материалов с 6815 99 000 9;

металлической, органической, 6903 10 000 0;

керамической или интерметаллидной 7019 11 000 0;

матрицей, определенных в пункте 7019 12 000 0;

1.3.7 или 1.3.10; 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 2;

8108 90 600 8;

8412 90;

8803 90 900 0;

9306 90

9.1.10.3. Элементы конструкций и изоляционные 8803 90 900 0;

системы, специально разработанные 9306 90

для активного управления

динамической чувствительностью или

деформацией конструкций

космического аппарата;

9.1.10.4. Жидкостные ракетные двигатели 8412 10 000 9

многократного 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 8412 10 000 9

двигатели, гиперзвуковые

прямоточные воздушно-реактивные

двигатели (с организацией процесса

горения на сверхзвуковой скорости

потока воздуха) или двигатели с

комбинированным топливным циклом 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) или беспилотные

дирижабли, взаимосвязанные системы,

оборудование и компоненты:

9.1.12.1. БЛА или беспилотные дирижабли, 8802 20 000 1;

имеющие любое из следующего: 8802 20 000 9;

а) автономное управление полетом и 8802 30 000 7;

бортовые средства навигации 8802 40 001 8;

(например, автопилот с инерциальной 8802 40 003 9;

навигационной системой); или 8802 40 004 9;

б) возможность управления полетом 8802 40 009 8;

за пределами прямой видимости 9306 90

оператором (например, телевизионное

дистанционное управление);

9.1.12.2. Взаимосвязанные системы, 8407 10 000 9;

оборудование и компоненты: 8411 11 000 9;

а) оборудование, специально 8411 12;

разработанное для дистанционного 8525 80;

управления БЛА или беспилотными 8526 10 000;

дирижаблями, определенными в 8526 91 800 0

пункте 9.1.12.1; 8526 92 000 9;

б) системы навигации, ориентации, 8803 30 000 0;

наведения или управления иные, чем 8803 90 900 0;

определенные в категории 7, 9007 10 000 0;

специально разработанные для 9014 10 000 0;

обеспечения возможности автономного 9014 20 800;

управления полетом или автономной 9014 80 000 0

навигации БЛА или беспилотных

дирижаблей, определенных в

пункте 9.1.12.1;

в) оборудование или компоненты,

специально разработанные для

преобразования пилотируемого

летательного аппарата или

пилотируемого дирижабля в БЛА или

беспилотный дирижабль, определенные

в пункте 9.1.12.1;

г) поршневые или роторные воздушно-

реактивные двигатели внутреннего

сгорания, специально разработанные

или модифицированные для полета БЛА

или беспилотных дирижаблей

на высоте более 15 240 м (50 000

футов)

Примечание. Пункт 9.1.12 не

применяется к летательным аппаратам

или дирижаблям в виде моделей

9.2. Испытательное, контрольное и

производственное оборудование

9.2.1. Оборудование, инструменты или

приспособления, специально

разработанные для производства

рабочих или сопловых лопаток или

отливок верхней бандажной полки

газовых турбин:

9.2.1.1. Оборудование для направленной 8486 10 000 9

кристаллизации или выращивания

монокристаллов;

9.2.1.2. Керамические литейные стержни или 6903 90 900 0

оболочковые формы

Особое примечание.

В отношении керамических литейных

стержней или оболочковых форм,

указанных в пункте 9.2.1.2,

см. также пункт 9.2.1 раздела 2

9.2.2. Системы управления в режиме онлайн 8537 10 100 0;

(в реальном масштабе времени), 8537 10 910 9;

контрольно-измерительные приборы 9031 80 980 0;

(включая датчики) или оборудование 9032 89 000 9

для автоматического сбора и

обработки информации, специально

предназначенные для разработки

газотурбинных двигателей, узлов или

компонентов, включающих технологии,

имеющие все следующее:

а) специально предназначенные для

разработки газотурбинных

двигателей, узлов или компонентов;

и

б) включающие технологии,

определенные в пункте 9.5.3.8 или

9.5.3.9

9.2.3. Оборудование, специально 8459 61;

разработанное для производства или 8459 69;

испытаний щеточных уплотнений 9024 10;

газовых турбин, разработанных 9031 20 000 0

для функционирования при окружных

скоростях на концах лопаток,

превышающих 335 м/с, и температуре

выше 773 K (500 °C), и специально

спроектированные компоненты

или принадлежности для него

9.2.4. Инструменты, штампы или зажимные 8515 80 100 0;

приспособления для обеспечения 8466

жесткого (неподвижного) соединения

комбинаций титановых,

интерметаллидных или выполненных из

суперсплавов аэродинамических

профилей (перьев лопаток) с дисками

газовых турбин (блисками),

описанных в пункте 9.5.3.1.3 или

9.5.3.1.6

9.2.5. Системы управления в режиме онлайн

(в реальном масштабе времени),

контрольно-измерительные приборы

(включая датчики) или оборудование

для автоматизированного сбора и

обработки информации, специально

разработанные для использования с

любым из следующего:

9.2.5.1. Аэродинамическими трубами, 9031 20 000 0

разработанными для скоростей 1,2 М

или более

Примечание.

Пункт 9.2.5.1 не применяется к

аэродинамическим трубам,

специально разработанным для

образовательных целей и имеющим

размер рабочей части трубы

(измеренный в поперечном сечении)

менее 250 мм

Техническое примечание.

Размер рабочей части трубы

определяется по диаметру

окружности, стороне квадрата или

наибольшей стороне прямоугольника,

измеренным в месте наибольшего

сечения;

9.2.5.2. Устройствами для моделирования 9031 20 000 0

условий обтекания на скоростях,

превышающих 5 М, включая тепловые,

плазменно-дуговые, импульсные и

ударные аэродинамические трубы, а

также аэрогазодинамические

установки и газовые пушки; или

9.2.5.3. Аэродинамическими трубами или 9031 20 000 0

устройствами, исключая

аэродинамические трубы или

устройства с двумерными сечениями,

имеющими возможность моделировать

поток с числом Рейнольдса,

превышающим 25 x

9.2.6. Оборудование для виброакустических 9031 20 000 0

испытаний, допускающее создание

уровней звукового давления 160 дБ

или выше (соответствует 20 мкПа),

номинальной мощностью 4 кВт или

более, рабочей температурой в

камере, превышающей 1273 K (1000

°C), и специально разработанные

для него кварцевые нагреватели

9.2.7. Оборудование, специально 9022 29 000 0;

разработанное для контроля 9024 10;

целостности ракетных двигателей с 9031

использованием методов

неразрушающего контроля, которые

не включают послойный

рентгеновский контроль или

проведение физико-химических

анализов

9.2.8. Датчики непосредственного 9025 19 800 9;

(прямого) измерения поверхностного 9027 80 990 9

трения на стенке, специально

разработанные для эксплуатации при

испытании в потоке с температурой

торможения, превышающей 833 K (560

°C)

9.2.9. Оснастка, специально разработанная 8462 99 200 1;

для производства методами 8462 99 800 1

порошковой металлургии деталей

ротора газотурбинного двигателя,

способных работать при уровне

напряжения 60% предела прочности

при растяжении или более и

температуре металла 873 K (600 °C)

или выше

9.2.10. Оборудование, специально 9031 10 000 0;

разработанное для производства БЛА 9031 20 000 0;

и взаимосвязанных систем, 9031 80 980 0

оборудования и компонентов,

определенных в пункте 9.1.12

9.3. Материалы - нет