9.1. Системы, оборудование и компоненты
9.1.1. Газотурбинные авиационные двигатели, при 8411 11 900;
производстве которых используется любая 8411 81-
из технологий, контролируемых по пункту 8411 82
9.5.3.1:
а) не снабженные сертификатом для
определенных гражданских летательных
аппаратов, для которых они
предназначены;
-------------------
Примечание.
В целях осуществления сертификации на отнесение летательных аппаратов к категории гражданских сертификация 16 двигателей, сборок или их компонентов, включая запасные, считается допустимой
б) не снабженные сертификатом для
гражданского применения авторитетными
специалистами государств - участников
договоренностей;
в) разработанные для полета на скорости
более 1,2 М в течение более 30 мин
9.1.2. Морские газотурбинные двигатели со 8411 82 910-
стандартной по ИСО эксплуатационной 8411 82 990
мощностью 24245 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 двигательных установках
9.1.3. Специально разработанные агрегаты и 8411 99 900
компоненты, при производстве которых
используются технологии, контролируемые
по пункту 9.5.3.1, для следующих
газотурбинных двигателей (пункт в редакции,
введенной в действие с 14 апреля 1999 года
Указом Президента Российской Федерации от
4 января 1999 года N 6):
а) контролируемых по пункту 9.1.1;
б) о разработке или производстве которых
либо не известно производителю, либо они
разрабатываются и производятся в
государствах, не являющихся участниками
договоренностей
9.1.4. Ракеты-носители и космические аппараты 8802 50 000;
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
(Примечания в редакции, введенной в действие с 16 ноября 2000 года Указом Президента Российской Федерации от 9 августа 2000 года N 1477)
9.1.5. Жидкостные ракетные двигатели, 8412 10 900
содержащие любую из систем или
компонентов, контролируемых по пункту
9.1.6
9.1.6. Системы и компоненты, специально
разработанные для жидкостных ракетных
двигателей, такие, как:
9.1.6.1. Криогенные рефрижераторы, бортовые 8412 90 900
сосуды Дьюара, криогенные теплоотборные
трубы или криогенные системы, специально
разработанные для использования в
космических аппаратах и имеющие потери
криогенной среды (хладоагента) менее 30%
в год;
9.1.6.2. Криогенные контейнеры или 8412 90 900
рефрижераторные системы с замкнутым
циклом, способные обеспечивать
температуру 100 К (-173° С) или ниже,
для самолетов, способных поддерживать
скорость полета, превышающую 3 М,
ракет-носителей или космических
аппаратов;
9.1.6.3. Хранилища для жидкого водорода или 7311 00;
системы его перекачки; 8413 19 960;
8419 60 000
9.1.6.4. Турбонасосы высокого давления 8413 19
(превышающего 17,5 МПа), компоненты
насосов или объединенные с ними
газогенераторы, или системы, управляющие
подачей газа к турбине;
9.1.6.5. Камеры сгорания высокого давления 8412 90 300
(превышающего 10,6 МПа) и сопла для них;
9.1.6.6. Системы хранения топлива, использующие 8412 29 990;
принципы капиллярного сдерживания или 8479 89 800
точной подачи (то есть с гибкими
вытеснительными пузырями);
9.1.6.7. Форсунки жидких топлив с единичными 8412 90 900;
калиброванными отверстиями диаметром 9306 90 900
0,381 мм или менее (площадью сечения
1,14х10_-3 кв.см или менее для некруглых
отверстий), специально спроектированные
для жидкостных ракетных двигателей;
9.1.6.8. Монолитные камеры сгорания или 3801;
монолитные выхлопные конические насадки 8412 90;
сопла из материала углерод - углерод 9306 60
плотностью более 1,4 г/куб.см и
прочностью на разрыв более 48 МПа
9.1.7. Твердотопливные ракетные двигатели, 8412 10 900
обладающие любой из следующих
характеристик:
а) суммарным импульсом, превосходящим
1,1 МНс (подпункт в редакции, введенной в
действие с 14 апреля 1999 года Указом
Президента Российской Федерации от 4 января
1999 года N 6);
б) удельным импульсом 2,4 кН/кг или
более, когда поток истекает из сопла в
условиях, соответствующих условиям на
уровне моря, и давление в камере
сгорания составляет 7 МПа;
в) доля в массе ступени превосходит 88 %
и заряд твердого топлива превосходит 86%
веса ступени;
г) включают любые из компонентов,
контролируемых по пункту 9.1.8;
д) изолирующие системы или системы
крепления топлива, выполненные как
единое целое с двигателем для
обеспечения большей механической
прочности или как преграда для
исключения взаимного проникновения
химических продуктов (компонентов)
твердого топлива в материал изоляции
-------------------
Техническое примечание.
Для целей подпункта "д" пункта 9.1.7 большая механическая прочность означает прочность применения, равную или превышающую прочность топлива
9.1.8. Компоненты, специально разработанные для
твердотопливных ракетных двигателей,
такие, как:
9.1.8.1. Изолирующие системы и системы крепления 8412 90 300;
топлива, вкладыши, используемые для 8803 90 990
обеспечения большей механической
прочности или как преграда для
исключения взаимного проникновения
твердого топлива в материал изоляции
-------------------
Техническое примечание.
Для целей пункта 9.1.8.1 большая механическая прочность означает прочность применения, равную или превышающую прочность топлива;
9.1.8.2. Двигательные отсеки из композиционных 9306 90
волоконно-тканых материалов с диаметром
больше 0,61 м или имеющих удельную
прочность более 25 км
-------------------
Техническое примечание.
Удельная прочность (PV/W) - это разрывное напряжение (P), умноженное на объем отсека (V) и деленное на общий вес отсека (W) высокого давления;
9.1.8.3. Сопла двигателей с уровнем тяги, 9306 90
превышающим 45 кН, или скоростью уноса
массы в области горловины сопла менее
0,075 мм/с;
9.1.8.4. Системы управления вектором тяги на 8412 90 300;
основе поворотного сопла или впрыска 9306 90
вторичной жидкости, имеющие любую из
следующих характеристик:
а) способность перемещаться по азимуту и
углу места (двум степеням свободы) в
диапазоне свыше плюс-минус 5 град;
б) скорость вращения вектора тяги 20
град/с или более; или
в) ускорение вращения вектора тяги 40
град/с_2 или более
9.1.9. Гибридные ракетные двигатели с: 8412 10 900;
8412 90 300
а) суммарным импульсом, превышающим 1,1
МНс; или
б) толкающим усилием, превышающим 220 кН
в условиях вакуума на выходе
9.1.10. Следующие специально разработанные
компоненты, системы или структуры для
ракет-носителей, двигательных установок
ракет-носителей и космического аппарата,
включая:
9.1.10.1. Компоненты и структуры, каждые из 2804 50 100;
которых превышают 10 кг, специально 2818 20 000;
разработанные для 2849 20 000;
ракет-носителей, изготовленные с 3801;
применением металлических матриц, 3926 90 100;
композиционных материалов, органических 6815 99 100;
композиционных материалов, керамических 6903 10 000;
матриц или армированных 7019 10;
интерметаллических материалов, 7019 20;
контролируемых по пункту 1.3.7 или 8101 92 000;
1.3.10 8102 92 000;
8108 90 300-
8108 90 700;
Примечание. Ограничение по весу 8412 90;
не относится к головной (боевой) части 8803 90 990;
снаряда; 9306 90
(Пункт в редакции, введенной в действие с 14 апреля 1999 года Указом Президента Российской Федерации от 4 января 1999 года N 6)