9.1. Системы, оборудование и компоненты

9.1.

Системы, оборудование и компоненты

9.1.1.

Газотурбинные авиационные двигатели, имеющие любое из следующего:

8411 11 000 9;

8411 81 000;

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 органом, уполномоченным в области гражданской авиации, одного или более государств, являющихся участниками Вассенаарских договоренностей по экспортному контролю за обычными вооружениями, товарами и технологиями двойного назначения (ВД); и

б) предназначенным для полета невоенного пилотируемого летательного аппарата, для которого с этим конкретным типом двигателя одним или более государствами, являющимися участниками 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 органом, уполномоченным в области гражданской авиации, одного или более государств, являющихся участниками 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 (специально разработанные для них агрегаты и компоненты), разработанные для использования жидкого топлива и имеющие все следующие характеристики:

8411 82 200;

8411 82 600;

8411 82 800

8411 99 001

а) максимальную длительную мощность при работе двигателя в установившемся режиме в соответствии со стандартными условиями, определенными в ISO 3977-2:1977 или национальном эквиваленте, 24 245 кВт или более; и

б) скорректированный удельный расход топлива, не превышающий 0,219 кг/кВтч, при 35 процентов от максимальной длительной мощности при использовании жидкого топлива

Примечание.

Термин "морские газотурбинные двигатели" включает промышленные или авиационные газотурбинные двигатели, приспособленные для применения в корабельных электрогенераторных или силовых установках

Техническое примечание.

Для целей пункта 9.1.2 скорректированным удельным расходом топлива является удельный расход топлива двигателя, скорректированный для дистиллятного морского жидкого топлива, имеющего чистую удельную энергию (то есть чистую теплопроизводительность) 42 МДж/кг в соответствии со стандартом ISO 3977-2:1977

9.1.3.

Агрегаты или компоненты, в которых применяется любая из определенных в пункте 9.5.3.1, 9.5.3.8, 9.5.3.9 или 9.5.3.10 технологий, специально разработанные для любых из следующих газотурбинных авиационных двигателей:

8411 99 001 1;

8411 99 009

а) определенных в пункте 9.1.1; или

б) место разработки или производства которых либо неизвестно производителю, либо относится к государствам, не являющимся участниками ВД

9.1.4.

Космические ракеты-носители, космические аппараты, космические платформы, полезные нагрузки в составе космического аппарата, бортовые системы или оборудование космического аппарата, наземное оборудование, платформы воздушного запуска для космических ракет-носителей и суборбитальные космические аппараты:

а) космические ракеты-носители;

б) космические аппараты;

в) космические платформы космического аппарата;

г) полезные нагрузки в составе космического аппарата, включающие изделия, определенные в подпункте "г" пункта 3.1.1.2.1.1, пункте 3.1.2.6, 5.1.1.1.1, 5.1.1.2.3, 5.1.2.3, 5.1.2.5, 6.1.2.1.1, 6.1.2.1.2, 6.1.2.2, 6.1.2.4, 6.1.3.2, 6.1.4.3, 6.1.4.5, 6.1.8.4, 6.1.8.5, 6.1.8.11, 6.1.8.12 или 9.1.10.3;

д) бортовые системы или оборудование, специально разработанные для космических аппаратов, определенных в подпункте "б" пункта 9.1.4, и выполняющие любую из следующих функций:

1) обработку телеметрических данных и команд

8802 60

Примечание.

Для целей пункта 1 подпункта "д" пункта 9.1.4 обработка телеметрических данных и команд включает в себя управление, хранение и обработку данных платформы;

2) обработку данных полезной нагрузки

Примечание.

Для целей пункта 2 подпункта "д" пункта 9.1.4 обработка данных полезной нагрузки включает в себя управление, хранение и обработку данных полезной нагрузки;

3) управление движением и навигацией

Примечание.

Для целей пункта 3 подпункта "д" пункта 9.1.4 управление движением и навигацией включает в себя местоопределение и задействование технических средств для определения положения и ориентации космического аппарата и управления им;

е) наземное оборудование, специально разработанное для космических аппаратов:

1) оборудование телеметрии и телеуправления, специально разработанное для выполнения любой из следующих функций:

обработки телеметрических данных кадровой синхронизации и исправления ошибок для мониторинга рабочего состояния космических платформ космических аппаратов; или

обработки командной информации (для ее форматирования), отправляемой на космические аппараты для управления космическими платформами космических аппаратов;

2) тренажеры, специально разработанные для проверки рабочих операций космических аппаратов

Техническое примечание.

Для целей пункта 2 подпункта "е" пункта 9.1.4 проверкой рабочих операций является любое из следующего:

а) подтверждение последовательности команд;

б) оперативные тренировки;

в) оперативное моделирование; или

г) оперативный анализ

ж) летательные аппараты, специально разработанные или модифицированные в целях использования в качестве платформ воздушного запуска космических ракет-носителей;

з) суборбитальные космические аппараты

9.1.5.

Жидкостные ракетные двигатели, содержащие любые системы или компоненты, определенные в пункте 9.1.6

8412 10 000 9

9.1.6.

Системы и компоненты, специально разработанные для жидкостных ракетных двигательных установок:

9.1.6.1.

Криогенные рефрижераторы, бортовые 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 процентов в год;

8412 90 800 9

9.1.6.2.

Криогенные контейнеры или 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;

8412 90 800 9

9.1.6.3.

Системы хранения или перекачки шугообразного водорода;

7311 00;

8413 19 000 0

9.1.6.4.

Турбонасосы высокого давления (выше 17,5 МПа), компоненты насосов или объединенные с ними газогенераторы либо системы, управляющие подачей газа к турбине;

8413 19 000 0

9.1.6.5.

Камеры сгорания высокого давления (выше 10,6 МПа) и сопла для них;

8412 90 200

9.1.6.6.

Системы хранения топлива, в которых используются принципы его капиллярного удержания или принудительной подачи вытеснительными диафрагмами;

8412 29 890 9;

8479 89 970 7

9.1.6.7.

Форсунки жидкого топлива с отдельными калиброванными отверстиями диаметром 0,381 мм или менее (площадью сечения 1,14 x 10^-3 см² или менее для некруглых отверстий), специально разработанные для жидкостных ракетных двигателей;

8412 90 800 9

9.1.6.8.

Цельные камеры сгорания или выходные сопла из материала углерод - углерод с плотностью более 1,4 г/см и прочностью при растяжении более 48 МПа

3801;

8412 90;

9306 90

9.1.7.

Твердотопливные ракетные двигатели, обладающие любой из следующих характеристик:

8412 10 000 9

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 процентов от массы ступени (ракеты) и относительной массой заряда твердого топлива более 86 процентов 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 покрытий и топлива, использующие компоненты для обеспечения прочного механического сцепления и препятствия перемещению химических продуктов от твердого топлива через изолирующее покрытие к корпусу;

4016 10 000 9;

4016 99 970;

4017 00 000 9;

8412 90 200;

9.1.8.2.

Полученные намоткой корпуса из композиционных материалов с диаметром больше 0,61 м или имеющие показатель эффективности конструкции (PV/W) более 25 км

9306 90

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 45 кН, или скоростью эрозии критического сечения менее 0,075 мм/с;

9306 90

9.1.8.4.

Системы управления вектором тяги путем использования поворотного (подвижного) сопла или вдува газа, допускающие любое из следующего:

8412 90 200;

9306 90

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 установки, имеющие любую из следующих характеристик:

8412 10 000 9;

8412 90 200

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 более 10 кг каждое, специально разработанные для ракет-носителей и изготовленные из любого из следующего:

а) композиционных материалов, состоящих из волокнистых или нитевидных материалов, определенных в пункте 1.3.10.5, и полимеров, определенных в пункте 1.3.8 или 1.3.9.2;

б) композиционных материалов с металлической матрицей, усиленных любым из следующего:

материалами, определенными в пункте 1.3.7;

волокнистыми или нитевидными материалами, определенными в пункте 1.3.10; или

алюминидами, определенными в пункте 1.3.2.1; или

в) композиционных материалов с керамической матрицей, определенных в пункте 1.3.7

2804 50 100 0;

2818 20 000 0;

2849 20 000 0;

3801;

3926 90 970 6;

6815 99 000;

6903 10 000 0;

7019 11 000 0;

7019 12 000 0;

7019 19;

7019 61 000 0;

7019 63 000 0;

7019 64 000 0;

7019 65 000 1;

7019 65 000 9;

7019 66 000 1;

7019 66 000 9;

7019 69 000 9;

7019 90 002 1;

7019 90 002 9;

8101 99 100 0;

8102 95 000 0;

8108 90 300 8;

8108 90 600 7;

8412 90;

8807 90 000 9;

9021 10 800 4;

9021 29 000 4;

Примечание.

Ограничение по весу не относится к головным обтекателям;

9.1.10.2.

Компоненты и устройства, специально разработанные для двигательных установок ракет-носителей, определенных в пунктах 9.1.5 - 9.1.9, изготовленные из любого из следующего:

а) волокнистых или нитевидных материалов, определенных в пункте 1.3.10.5, и полимеров, определенных в пункте 1.3.8 или 1.3.9.2;

б) композиционных материалов с металлической матрицей, усиленных любым из следующего:

материалами, определенными в пункте 1.3.7;

волокнистыми или нитевидными материалами, определенными в пункте 1.3.10; или

алюминидами, определенными в пункте 1.3.2.1; или

в) композиционных материалов с керамической матрицей, определенных в пункте 1.3.7;

2804 50 100 0;

2818 20 000 0;

2849 20 000 0;

3801;

3926 90 970 6;

6815 99 000;

6903 10 000 0;

7019 11 000 0;

7019 12 000 0;

7019 19;

7019 61 000 0;

7019 63 000 0;

7019 64 000 0;

7019 65 000 1;

7019 65 000 9;

7019 66 000 1;

7019 66 000 9;

7019 69 000 9;

7019 90 002 1;

7019 90 002 9;

8101 99 100 0;

8102 95 000 0;

8108 90 300 8;

8108 90 500 8;

8108 90 600 7;

8412 90;

8807 90 000 9;

9021 10 800 4;

9021 29 000 4

9.1.10.3.

Элементы конструкций и изоляционные системы, специально разработанные для активного управления динамической чувствительностью или деформацией конструкций космического аппарата;

8807 90 000 9;

9306 90

9.1.10.4.

Импульсные жидкостные ракетные двигатели с соотношением тяги к весу (тяговооруженностью), равным или более 1 кН/кг, и временем отклика менее 0,03 с

8412 10 000 9

Техническое примечание.

Для целей пункта 9.1.10.4 время отклика - время, необходимое для достижения 90 процентов полной номинальной тяги от момента пуска

9.1.11.

Прямоточные воздушно-реактивные 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

8412 10 000 9

Техническое примечание.

Для целей пункта 9.1.11 двигатели с комбинированным топливным циклом сочетают два или более следующих типов двигателей:

а) газотурбинные (турбореактивные, турбовинтовые и турбовентиляторные);

б) прямоточные воздушно-реактивные или гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные;

в) ракетные двигатели или установки на жидком, твердом, гелеобразном или гибридном топливе

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, разработанные для контролируемого полета за пределами прямой видимости оператора и имеющие любое из следующего:

а) имеющие все следующее: максимальную длительность полета 30 минут или более, но менее 1 часа; и

разработаны для взлета и стабильного контролируемого полета при порывах ветра 46,3 км/ч (25 узлов) или более; или

б) максимальную длительность полета 1 час или более

8806 21 000;

8806 22 000;

8806 23 000;

8806 24 000;

8806 29 001;

8806 29 002

Технические примечания:

1. Для целей пункта 9.1.12.1 оператором является человек, инициирующий полет или управляющий БЛА или беспилотным дирижаблем.

2. Для целей пункта 9.1.12.1 длительность полета должна рассчитываться для международной ассоциации по стандартизации (ISO 2533:1975) на уровне моря при нулевом ветре.

3. Для целей пункта 9.1.12.1 прямая видимость обозначает видимость человеком без приборов, с корректирующими линзами или без них;

9.1.12.2.

Взаимосвязанные оборудование и компоненты:

8407 10 000 2;

8411 11 000 9;

8411 12;

8526 10 000;

8526 91 800 0;

8526 92 000 2;

8526 92 000 8;

8807 30 000 0 8807 90 000 9 9007 10 000 0;

9014 10 000 0; 9014 20 800;

9014 80 000 0

а) оборудование или компоненты, специально разработанные для преобразования пилотируемого летательного аппарата или пилотируемого дирижабля в БЛА или беспилотный дирижабль, указанные в пункте 9.1.12.1;

б) поршневые или роторные двигатели внутреннего сгорания, специально разработанные или модифицированные для применения в БЛА или на беспилотных дирижаблях на высотах более 15240 м (50000 футов)

Особое примечание.

Для БЛА, которые являются суборбитальными космическими аппаратами, см. подпункт "з" пункта 9.1.4