9.1. Системы, оборудование и компоненты

9.1.1. Газотурбинные авиационные 8411 11 000 0;

двигатели, имеющие любое из 8411 81 000;

следующего: 8411 82

а) использующие любые технологии,

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, являющегося

участником Вассенаарских

договоренностей по экспортному

контролю за обычными вооружениями,

товарами и технологиями двойного

применения (ВД); 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 8411 82 600;

эксплуатационной мощностью 24 245 8411 82 800 0

кВт или более и удельным расходом

топлива, не превышающим 0,219

кг/кВт.ч, 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 8411 99 001 1;

и компоненты, при производстве 8411 99 009 0

которых 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 8802 60;

аппараты 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, 8412 10 000 9

содержащие 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 8412 90 800 0

Дьюара, 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 8412 90 800 0

рефрижераторные системы с

замкнутым циклом, способные

обеспечивать температуру 100 К

(-173 град. С) или ниже, для

летательных аппаратов, способных

поддерживать скорость полета,

превышающую 3 М, ракет-носителей

или космических аппаратов;

9.1.6.3. Системы хранения или передачи 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 8412 29 890 9;

которых используются принципы его 8479 89 970 9

капиллярного удержания или

принудительной подачи

вытеснительными диафрагмами;

9.1.6.7. Форсунки жидкого топлива с 8412 90 800 0;

единичными калиброванными 9306 90 900 0

отверстиями диаметром 0,381 мм или

менее (площадью сечения 1,14 х

-3

10 кв. см или менее для

некруглых отверстий), специально

разработанные для жидкостных

ракетных двигателей;

9.1.6.8. Монолитные сопловые блоки или 3801;

выходные конусы из материала 8412 90;

углерод-углерод с плотностью 9306 90

более 1,4 г/куб. см и прочностью

при растяжении более 48 МПа

9.1.7. Твердотопливные ракетные 8412 10 000 9

двигатели, 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 4016 99 990 9;

топлива в системе "корпус - 4017 00 900 0;

заряд", выполняющие функции 8412 90 200 0;

теплозащиты, прочного 8803 90 900 0

механического сцепления топлива с

корпусом и 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

(Р), умноженное на объем сосуда

(V) и деленное на общий вес сосуда

высокого давления (W);

9.1.8.3. Сопла двигателей с тягой, 9306 90

превышающей 45 кН, или скоростью

уноса массы в критическом сечении

менее 0,075 мм/с;

9.1.8.4. Системы управления вектором тяги 8412 90 200 0;

на основе поворотной камеры 9306 90

(соплового блока) или 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

2

40 град/с или более

9.1.9. Гибридные ракетные двигательные 8412 10 000 9;

установки 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 2804 50 100 0;

более 10 кг, специально 2818 20 000 0;

разработанные для ракет-носителей, 2849 20 000 0;

изготовленные из композиционных 3801;

материалов с металлической, 3926 90 980 5;

полимерной, керамической или 6815 99 100 0;

интерметаллидной матрицей, 6903 10 000 0;

контролируемых по пункту 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 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, 2804 50 100 0;

контролируемые по пунктам 9.1.5 - 2818 20 000 0;

9.1.9, специально разработанные 2849 20 000 0;

для двигательных установок 3801;

ракет-носителей, изготовленные из 3926 90 980 5;

композиционных материалов с 6815 99 100 0;

металлической, полимерной, 6903 10 000 0;

керамической или интерметаллидной 7019 11 000 0;

матрицей, контролируемых по пункту 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 9;

8412 90;

8803 90 900 0;

9306 90

9.1.10.3. Элементы конструкций и 8803 90 900 0;

изоляционные системы, специально 9306 90

разработанные 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, 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 8802 30 000 0;

бортовые средства навигации 8802 40 000 7;

(например, автопилот с 9306 90

инерциальной навигационной

системой); или

б) возможность управления полетом

за пределами прямой видимости

оператором (например,

телевизионное дистанционное

управление);

9.1.12.2. Взаимосвязанные системы, 8407 10 000 0;

оборудование и компоненты: 8411 11 000 0;

а) оборудование, специально 8411 12;

разработанное для дистанционного 8525 80

управления БЛА, определенных в 8526 10 000

пункте 9.1.12.1; 8526 91 800 0;

б) системы наведения или 8526 92 000 9;

управления другие, чем 8803 30 000 0;

контролируются в категории 7, 8803 90 900 0;

специально разработанные для 9007 19 000 0;

объединения в одно целое с БЛА, 9014 10 000 0;

определенными в пункте 9014 20 800 0;

9.1.12.1; 9014 80 000 0

в) оборудование и компоненты,

специально разработанные для

переделки пилотируемого

летательного аппарата в БЛА,

определенный в 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