Таблица 3
------------------------------------------------------------------------------------
Код товар-
Номер Наименование ной номен-
позиции клатуры
внешнеэко-
номической
деятель-
ности
-------------------------------------------------------------------------------------
11.1. Материалы
11.1.1. Топлива и их компоненты, используемые в ракетах и
беспилотных летательных аппаратах
11.1.1.1. Гидразин, имеющий концентрацию более 70%, и его про- 282510000
изводные, включая монометилгидразин
11.1.1.2. Несимметричный диметилгидразин 292800000
11.1.1.3. Жидкие окислители:
11.1.1.3.1. азотистый ангидрид; 281129300
11.1.1.3.2. азотный тетроксид; 281129300
11.1.1.3.3. азотный ангидрид; 281129300
11.1.1.3.4. ингибированная красная дымящаяся азотная кислота; 280800000
11.1.1.3.5. соединения, содержащие фтор и один или более атомов 2812;
других галогенов, кислорода или азота 2826
11.1.1.4. Перхлорат аммония 282990100
11.1.1.5. Перхлораты, хлораты и хроматы в смеси с металлической 282990900;
пудрой или другими высокоэнергетическими компо- 282919000;
нентами топлива 284150000
11.1.1.6. Алюминиевый порошок с чистотой 97% и более в форме 760310000
одинаковых по размеру сферических частиц диаметром
500 мкм или менее
11.1.1.7. Металлические горючие добавки к топливу в виде частиц
размером менее 500 мкм, имеющих сферическую, сферои-
дальную, чешуйчатую или гранулированную форму, со-
держащих 97% или более любого из следующих компо-
нентов:
11.1.1.7.1. циркония и его сплавов; 810910100
11.1.1.7.2. бериллия и его сплавов; 811211000
11.1.1.7.3. магния и его сплавов; 810430000
11.1.1.7.4. бора и его сплавов; 280450100
11.1.1.7.5. цинка и его сплавов; 790390000
11.1.1.7.6. мишметалла 280530100
11.1.1.8. Нитрамины:
11.1.1.8.1. октоген; 360200000;
293369900
11.1.1.8.2. гексоген 360200000,
293309100
11.1.1.9. Полибутадиен с карбоксильными концевыми группами 400220000
11.1.1.10. Полибутадиен с гидроксильными концевыми группами 400220000
11.1.1.11. Глицидилазид 400220000
11.1.1.12. Полибутадиенакриловая кислота 400220000
11.1.1.13. Полибутадиеннитрилакриловая кислота 400259000
11.1.1.14. Каталитические и ингибирующие добавки к твердым
топливам:
11.1.1.14.1. трифеил висмута; 290711000
11.1.1.14.2. изофорон диизоцианата 292910000
11.1.1.15. Модифицирующие компоненты, регулирующие скорость
горения смесевых твердых топлив:
11.1.1.15.1. ферроцен; 293100000
11.1.1.15.2. N-бутил-ферроцен (бутацин); 293090800
11.1.1.15.3. диэтилферроцен (ДАФ) (катоцин); 293090800
11.1.1.15.4. октоксилилферроцен; 294110000
11.1.1.15.5. фтористый литий 282619000
11.1.1.16. Нитроэфиры и нитропластификаторы:
11.1.1.16.1. тринитропропантриол (НГЦ); 290550900
11.1.1.16.2. триметилолэтантринитрат; 290550900
11.1.1.16.3. динитратдиэтиленгликоль; 290550900
11.1.1.16.4. 1, 2, 4-бутантриолтринитрат; 290550900
11.1.1.16.5. динитраттриэтиленгликоль 290550900
11.1.1.17. Стабилизаторы твердых топлив:
11.1.1.17.1. 2-нитродифениламин; 292144000
11.1.1.17.2. N-метил-пара-нитроанилин 292142100
11.1.1.18. Карбораны, декарбораны, пентабораны и их производные 290219900;
290359000;
290420900;
290490900
11.1.1.19. Связующие добавки топлив:
11.1.1.19.1. трис (1-(2-метил)азиридинил) фосфор оксид; 293390900
11.1.1.19.2. тримезол (1-(2-метил)азиридин); 293390900
11.1.1.19.3. "тепанол", продукт реакции тетраэтиленпентамина, 382390980
акрилонитрила и глицидола;
11.1.1.194. ''тепан'', продукт реакции тетленпентамина и акрило- 382390980
нитрила;
11.1.1.19.5. многофункциональные азиридин-амиды изофталевой, 382390980
тримезиновой, изоциануриновой или триметиладинино-
вых кислот с наличием двухметиловой или двухэтило-
вой азиридиновой групп
11.1.1.20. Высокоэнергетические топлива, такие, как борсодержащие 282510000
суспензии с удельной теплотворной способностью 9500
ккал/кг (40.10_6 Дж/кг) и выше
11.1.2. Конструкционные материалы, применяемые при создании
ракет и беспилотных летательных аппаратов
11.1.2.1. Высоколегированные стали с повышенным содержанием 7219;
никеля, низким уровнем углерода и использованием допол- 7220;
нительно вводимых элементов для упрочнения, имеющие 730441900;
предельную прочность 150 кг/кв. мм и более при темпе- 730449100
ратуре +20° С
Примечание 3
Высоколегированные стали используются в виде листов,
плит или трубок с толщиной стенки, равной или менее 5 мм
11.1.2.2. Вольфрам и его сплавы в форме одинаковых по размеру 810110000
сферических или полученных распылением частиц диамет-
ром 500 мкм или менее с чистотой 97% или выше
11.1.2.3. Молибден и его сплавы в форме одинаковых по размеру 810210000
сферических или полученных распылением частиц диамет-
ром 500 мкм или менее с чистотой 97% или выше
11.1.2.4. Композиционные материалы на основе полимерных, угле-
родных, керамических и металлических матриц, а также
наполнителей в виде армирующих волокон и структур:
стеклянных, углеродных, борных, карбидкремниевых, син-
тетических и металлических, предназначенные для исполь-
зования в ракетных системах и беспилотных летательных
аппаратах и имеющие удельную прочность на разрыв бо-
лее 7,62*10_4 м и удельный модуль упругости более
3,18.10_6 м:
11.1.2.4.1. изготовленные на основе полиамидных, полиимидных, 392690100
полибутилентерефталатных, поликарбонатных, фенол-
формальдегидных матриц;
11.1.2.4.2. изготовленные на основе магниевых матриц; 392690100
11.1.2.4.3. изготовленные на основе титановых матриц; 392690100
11.1.2.4.4. на волокнистой основе из кварцевых нитей (каркасов); 392690100;
681599100
11.1.2.4.5. на волокнистой основе из углеродных нитей (каркасов); 392690100;
3801
11.1.2.4.6. на волокнистой основе из борных волокон (каркасов); 392690100;
280450100
11.1.2.4.7. на волокнистой основе из окиси алюминия; 392690100;
281820000
11.1.2.4.8. на волокнистой основе из карбида кремния; 284920000;
690310000
11.1.2.4.9. на волокнистой основе из вольфрамовой проволоки; 810192000
11.1.2.4.10. на волокнистой основе из молибденовой проволоки; 810292000
11.1.2.4.11. на волокнистой основе из титановой проволоки 810890300-
810890700
11.1.2.5. Композиционные материалы для изготовления корпусов
твердотопливных ракетных двигателей, сопловых блоков
и их элементов в виде изделий сложной геометрической
формы (цилиндров, сфер, овалов, элипсов, конусов, торов) из:
11..2.5.1. углепластиков с плотностью 1,4 г/куб. см и выше; 3801;
392690100
11.1.2.5.2. стеклопластиков с плотностью 1,5 г/куб. см и выше; 701910;
71920
11.1.2.5.3. органопластиков с плотностью 1,3 г/куб. см и выше 392690100
11.1.2.6. Внутренние вкладыши на основе смеси огнестойких и изо- 3801;
лирующих материалов из полибутадиена с концевыми гид- 6031000
роксильными группами с углеродом 400220000
11.1.2.6.1. Изоляция твердотопливных ракетных двигателей на осно- 400510;
ве смесей резин 400599
Примечание 4
а. Внутренние вкладыши предназначены для заполнения границ между
твердотопливным зарядом РДТТ и его корпусом или теплоизолирующим
покрытием внутренней поверхности корпуса
б. Изоляция применяется как элемент двигателя, т. е. его корпуса,
входной части сопла, диафрагм, включая вулканизированные или
полувулканизированные резиновые опорные элементы, содержащие
теплоизолирующие или огнеупорные материалы. Она может быть
объединена башмаками или щитками для снятия напряжений
11.1.2.7. Пиролитические углеродные материалы типа ''углерод-уг-
лерод'', специально разработанные для ракетных систем:
11.1.2.7.1. углерод-углеродные материалы с пространственной 3801
структурой армирования (более 2 направлений арми-
рования) с плотностью 1,75 г/куб. см и более
11.1.2.7.2. углерод-углеродные материалы, полученные мето- 3801
дом намотки и выкладки, для тонкостенных элемен-
тов конструкции с плотностью 1,5 г/куб. см и боее
11.1.2.8. Тонко диспергированный рекристаллизованный в большом 3801
объеме графит (с объемной плотностью не менее 1,72 г/куб.
см, измеренной при температуре +15° С)
11.1.2.9. Конструкционная высокотемпературная и эрозионно стой- 284920000;
кая керамика на основе нитрида и карбида кремния, рабо- 285000300
тоспособная при температуре 2000° К или выше
11.1.2.10. Радиопрозрачные материалы на основе нитрида бора с 280450100;
диэлектрической проницаемостью от 2,8 до 6 при частотах 285000300
от 100 Гц до 10 ГГц и рабочей температурой 2000° К и выше
11.1.2.11. Крупногабаритные конструкции (диаметр 8,5 м и более) 880390990;
с углеродным армированным каркасом и карбидокремние- 930690
вой матрицей (С-SiС-композиты) с плотностью 1,4- 2,1 г/куб.
см и рабочей температурой воздействия до +1500° С в те-
чение 2 часов и более
11.1.2.12. Углеродная ткань типа ТГН-2М с плотностью 0,55 г/куб. см 380120900
и теплоемкостью 0,67 кДж/кг.К
11.1.3. Материалы для уменьшения заметности и отражаемой
энергии облучения в радио-, ультрафиолетовом, инфракрас-
ном, звуковом диапазонах, которые могут использоваться
в системах, указанных в категории 1, включая:
11.1.3.1. Высокотемпературные радиопоглощающие материалы гра- 391000
диентного или (и) интерференционного типа, в том числе
на основе кремнийорганических связующих и специаль-
ных наполнителей (металлических порошков, сажи, ферри-
тов, карбонильного железа), сохраняющие магнитные и ди-
электрические свойства при температуре +350 С или выше
и обладающие коэффициентом отражения волн от 10 до 30%
11.1.3.2. Термоэрозионностойкие радиопрозрачные материалы и 7019
покрытия, в том числе на основе минеральных стеклопла-
стков типа МСП-К, обеспечивающие стойкость изготавли-
ваемых радиопрозрачных обтекателей (вставок), к воздей-
ствию теплового потока до 1*10_3 ккал/кв. м.с, при време-
ни воздействия до 1 сек, в сочетании с импульсом избы-
точного давления более 0,5 кг/кв. см
11.1.3.3. Стеклоткани и стекловолокно, содержащие до 50% (по 7019
весу) в смеси или любого из следующих тяжелых элемен-
тов: неодима, празеодима, лантана, церия, диспрозия, ит-
тербия
11.1.3.4. Покрытия, включая красители на основе кремнийоргани- 391000;
ческих связующих, специально разработанные для умень- 381519
шения или жесткого ограничения отражения или эмиссии в
микроволновом (0,1-10 мм), а также инфракрасном (0,7-
100 мкм) и ультрафиолетовом (от 10-2 до 0,35 мкм) диапа-
зонах спектра
11.2. Оборудование
11.2.1. Законченные ракетные системы (баллистические ракетные 880250000
системы, ракеты-носители и исследовательские ракеты), 930690
не охватываемые пунктом 1.1.1, способные доставлять по-
лезную нагрузку на дальность 300 км и более
11.2.2. Атмосферные беспилотные летательные аппараты (вклю- 880220-
чая крылатые ракеты, радиоуправляемые самолеты-ми- 880250000;
шени и радиоуправляемые разведывательные самолеты), 930690
не охватываемые пунктом 1.1.2, способные доставлять по-
лезную нагрузку на дальность 300 км и более
11.2.3. Отдельные ступени ракет и беспилотных летательных ап- 880390;
паратов (в том числе разгонные ступени), используемые в 930690
системах, указанных в пунктах 11.2.1 и 11.2.2, не охваты-
ваемые пунктом 1.1.4.
11.24. Специально спроектированные производственные мощно-
сти для разработки и производства отдельных ступеней
ракет, указанных в пункте 11.2.3.
11.2.5. Двигатели, их компоненты и узлы, используемые в ракетах
и беспилотных летательных аппаратах, а также специально
предназначенное для их производства оборудование
11.2.5.1. Твердотопливные и жидкостные ракетные двигатели с 841210
полным (общим) импульсом 8,41*10_5 Н.с (76,4 т.с
1,91*10_5 фунтов.с) или более, но менее чем 1,1.10_6 Н.с
(100 т.с, 2,5.10_5 фунтов.с)
11.2.5.2. Легкие турбореактивные и турбовентиляторные двигате- 841111900
ли, включая двигатели изменяемого цикла, которые имеют
высокую экономичность и небольшие размеры, со следую-
щими значениями параметров для Н=0 при стандартных
атмосферных условиях:
тяга на взлетном режиме - от 500 до 2000 кгс;
удельный расход топлива на крейсерском режиме не
более 0,8 кг/кгс.ч;
удельная масса - 0,3 кг/кгс тяги
Примечание 5
а. Двигатели изменяемого цикла представляют механиче-
скую комбинацию двигателей различных типов, работаю-
щих в одном диапазоне режимов полета как воздушный
реактивный двигатель, а в другом - как ракетный двига-
тель. Примером двигателя изменяемого цикла является
двигатель твердого топлива (РДТТ), камера сгорания ко-
торого после выгорания заряда твердого топлива исполь-
зуется как камера сгорания прямоточного воздушно-реак-
тивного двигателя
б. Двигатели могут быть экспортированы как часть пилоти-
руемого летательного аппарата или в количествах, необ-
ходимых для замены двигательных установок пилотируе-
мых летательных аппаратов
11.2.5.3. Прямоточные воздушно-реактивные сверхзвуковые двига- 841210900
тели, пульсирующие воздушно-реактивные двигатели,
двигатели с комбинированным циклом, включая устройства
регулирования скорости горения, со следующими значения-
ми параметров для Н=0 при стандартных атмосферных
условиях:
тяга на взлетном режиме - от 500 до 2000 кгс;
удельный расход топлива на крейсерском режиме не
более 0,8 кг/кгс ч;
удельная масса - 0,3 кг/кгс тяги
Примечание 6
Примерами двигателей комбинированных циклов могут
быть турбопрямоточные, двухконтурные турбореактивные,
ракетно-турбинные и ракетные турбовинтовые двигатели
11.2.5.4. Специальные вакуумные печи с системой поддержания 841780900
данных тепловых режимов для изготовления лопаток тур-
бин методом направленной кристаллизации
11.2.5.5. Блоки ЧПУ для управления тепловыми режимами и движе- 853710100;
нием изложниц в специальных вакуумных печах для из- 853710990
готовления лопаток турбин
11.2.5.6. Корпуса ракетных двигателей твердого топлива и сопла 930690
для них
11.2.5.7. Системы регулирования расхода жидкого и гелеобразного 903281900
топлива (в том числе окислителя), спроектированные или 902610910
модифицированные для работы в условиях перегрузок, 902690900
превышающих 10g (среднеквадратическое значение) в по-
лосе частот от 20 Гц до 2000 Г