Стр. 41
Страницы:
Стр.1 |
Стр.2 |
Стр.3 |
Стр.4 |
Стр.5 |
Стр.6 |
Стр.7 |
Стр.8 |
Стр.9 |
Стр.10 |
Стр.11 |
Стр.12 |
Стр.13 |
Стр.14 |
Стр.15 |
Стр.16 |
Стр.17 |
Стр.18 |
Стр.19 |
Стр.20 |
Стр.21 |
Стр.22 |
Стр.23 |
Стр.24 |
Стр.25 |
Стр.26 |
Стр.27 |
Стр.28 |
Стр.29 |
Стр.30 |
Стр.31 |
Стр.32 |
Стр.33 |
Стр.34 |
Стр.35 |
Стр.36 |
Стр.37 |
Стр.38 |
Стр.39 |
Стр.40 |
Стр.41 |
Стр.42 |
Стр.43 |
Стр.44 |
Стр.45 |
Стр.46 |
Стр.47 |
Стр.48 |
Стр.49 |
Стр.50 |
Стр.51 |
Стр.52 |
Стр.53 |
Стр.54 |
Стр.55 |
Стр.56 |
Стр.57 |
Стр.58
в пункте 8.5.2.1, см. также пункт
8.5.2 раздела 2.
8.5.2.2. Технологии капитального ремонта или
восстановления чистоты поверхности
оборудования, контролируемого по
пункту 8.1.1, 8.1.2.2, 8.1.2.10,
8.1.2.15 или 8.1.2.16
КАТЕГОРИЯ 9. ДВИГАТЕЛИ
9.1. Системы, оборудование и компоненты
9.1.1. Газотурбинные авиационные 8411 11 900 0;
двигатели, при производстве которых 8411 81;
используется любая из технологий, 8411 82
контролируемых по пункту 9.5.3.1:
а) не сертифицированные для
конкретных гражданских летательных
аппаратов, на которых планируется
их использование;
Примечание. Для сертификации
гражданских летательных аппаратов
считается достаточным количество 16
двигателей гражданского назначения,
включая запасные узлы и агрегаты.
б) не сертифицированные для
гражданского применения;
в) разработанные для полета с
крейсерской скоростью, превышающей
1,2 М в течение более 30 мин
9.1.2. Морские газотурбинные двигатели со 8411 82 910;
стандартной по ISO эксплуатационной 8411 82 930;
мощностью 24245 кВт или более и 8411 82 990 0
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. Специально разработанные агрегаты и 8411 99 90
компоненты, при производстве
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 10 900 0
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 90 900 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 90 900 0
рефрижераторные системы с замкнутым
циклом, способные обеспечивать
температуру 100 К (-173°С) или ниже,
для летательных аппаратов, 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 19 900 0
9.1.6.4. Турбонасосы высокого давления (выше 8413 19
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 90 300 0
(выше 10,6 Мпа) и сопла для них
9.1.6.6. Системы хранения топлива, в которых 8412 29 990 0;
используются принципы его 8479 89 980 0
капиллярного удержания или
принудительной подачи вытеснительными
диафрагмами
9.1.6.7. Форсунки жидкого топлива с 8412 90 900 0;
единичными калиброванными 9306 90 900 0
отверстиями диаметром 0,381 мм или
менее (площадью сечения
1,14 х 10**-3 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 более 9306 90
1,4 г/куб.см и прочностью при
растяжении более 48 Мпа
9.1.7. Твердотопливные ракетные двигатели, 8412 10 900 0
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 10 900 0;
элементами для повышения прочности 4016 99 880 9;
топлива в системе "корпус-заряд", 4017 00 900 0;
выполняющие функции теплозащиты, 8412 90 300 0;
прочного механического сцепления 8803 90 980 0
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 (P), 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 на 8412 90 300 0;
основе поворотной камеры (соплового 9306 90
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/c или более
9.1.9. Гибридные ракетные двигательные 8412 10 900 0;
установки с: 8412 90 300 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 90 100 0;
полимерной, керамической или 6815 99 100 0;
интерметаллидной матрицей, 6903 10 000 0;
контролируемых по пункту 1.3.7 7019 11 000 0;
или 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 95 000 0;
8102 95 000 0;
8108 90 300 0;
8108 90 500 0;
8108 90 700 0;
8412 90;
8803 90 980 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 2818 20 000 0;
9.1.5-9.1.9, специально разработанные 2849 20 000 0;
для двигательных установок 3801;
ракет-носителей, изготовленные из 3926 90 100 0;
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 95 000 0;
8102 95 000 0;
8108 90 300 0;
8108 90 500 0;
8108 90 700 0;
8412 90;
8803 90 980 0;
9306 90
9.1.10.3. Элементы конструкций и изоляционные 8803 90 980 0;
системы, специально разработанные 9306 90
для активного управления
динамической чувствительностью или
деформацией конструкций
космического аппарата
9.1.10.4. Жидкостные ракетные двигатели 8412 10 900 0
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 10 900 0
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 8802 20 900 0;
аппараты, имеющие любое из 8802 30 900 0;
следующего: 8802 40 900 0;
а) автономное управление полетом и 9306 90
бортовые средства навигации
(например, автопилот с инерциальной
навигационной системой); или
б) возможность управления полетом
оператором за пределами прямой
видимости (например, управление по
телевизионной информации)
Примечание. По пункту 9.1.12 не
контролируются модели летательных
аппаратов.
9.2. Испытательное, контрольное и
производственное оборудование
9.2.1. Оборудование, инструменты или
приспособления, специально
разработанные для производства
методом литья рабочих и сопловых
лопаток газовых турбин или
элементов бандажа:
9.2.1.1. Оборудование для направленной 8479 89 650 0
кристаллизации или выращивания
монокристаллов
9.2.1.2. Керамические стержни или формы 6903 90 800 0
Особое примечание.
В отношении керамических стержней,
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 0;
контрольно-измерительные приборы 9031 80 990 0;
(включая датчики) или оборудование 9032 89 900 0
для автоматического сбора и
обработки информации, специально
предназначенные для разработки
газотурбинных двигателей, узлов или
компонентов, включающих технологии,
контролируемые по пункту 9.5.3.1
9.2.3. Оборудование, специально 8459 61;
разработанное для производства или 8459 69;
испытаний щеточных уплотнений 9024 10;
газовых турбин, разработанных для 9031 20 000 0
функционирования при окружных
скоростях на концах лопаток,
превышающих 335 м/с, и температуре
выше 773 К (500°С), и специально
спроектированные компоненты или
принадлежности для него
9.2.4. Инструменты, штампы или зажимные 8515 80 110 0;
приспособления для твердофазного 8515 80 190 0;
соединения титановых, жаропрочных 8466
никелевых или интерметаллидных
лопаток с дисками газовых турбин,
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 автоматического сбора и
обработки информации, специально
разработанные для использования с
любыми следующими аэродинамическими
трубами или устройствами:
9.2.5.1. Аэродинамическими трубами, 9031 20 000 0
разработанными для скоростей 1,2 М
или более, исключая
аэродинамические трубы, специально
разработанные для образовательных
целей и имеющие 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, измеренной
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 легкогазовые 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 х 10**6
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 К (1000°С),
и специально разработанные для него
кварцевые нагреватели
9.2.7. Оборудование, специально 9022 29 000 0;
разработанное для проверки 9024 10;
работоспособности ракетных двигателей 9031
с использованием технологий
неразрушающего контроля, которые не
включают послойный рентгеновский
контроль или проведение
физико-химических анализов
9.2.8. Датчики, специально разработанные 9025 19 990 0;
для непосредственного измерения 9027 80 970 0
поверхностного трения на стенке
испытательной установки в потоке с
температурой торможения,
превышающей 833 К (560°С)
9.2.9. Оснастка, специально разработанная 8462 99 100 0
для производства методами порошковой
металлургии деталей ротора
газотурбинного двигателя, способных
работать при уровне напряжения 60%
предела прочности при растяжении или
более и температуре металла 873 К
(600°С) или выше
9.3. Материалы - нет
9.4. Программное обеспечение
9.4.1. Программное обеспечение, специально
разработанное или модифицированное
для разработки оборудования или
технологии, контролируемых по
пункту 9.1, 9.2 или 9.5.3
Особое примечание.
В отношении программного обеспечения,
указанного в пункте 9.4.1, см. также
пункт 9.4.1 разделов 2 и 3.
9.4.2. Программное обеспечение, специально
разработанное или модифицированное
для производства оборудования,
контролируемого по пункту 9.1 или 9.2
Особое примечание.
В отношении программного обеспечения,
указанного в пункте 9.4.2, см. также
пункт 9.4.2 разделов 2 и 3.
9.4.3. Программное обеспечение, специально
разработанное или модифицированное
для использования в цифровой
системе управления двигателем в
силовых установках, контролируемых
по пункту 9.1, или оборудования,
контролируемого по пункту 9.2:
Страницы:
Стр.1 |
Стр.2 |
Стр.3 |
Стр.4 |
Стр.5 |
Стр.6 |
Стр.7 |
Стр.8 |
Стр.9 |
Стр.10 |
Стр.11 |
Стр.12 |
Стр.13 |
Стр.14 |
Стр.15 |
Стр.16 |
Стр.17 |
Стр.18 |
Стр.19 |
Стр.20 |
Стр.21 |
Стр.22 |
Стр.23 |
Стр.24 |
Стр.25 |
Стр.26 |
Стр.27 |
Стр.28 |
Стр.29 |
Стр.30 |
Стр.31 |
Стр.32 |
Стр.33 |
Стр.34 |
Стр.35 |
Стр.36 |
Стр.37 |
Стр.38 |
Стр.39 |
Стр.40 |
Стр.41 |
Стр.42 |
Стр.43 |
Стр.44 |
Стр.45 |
Стр.46 |
Стр.47 |
Стр.48 |
Стр.49 |
Стр.50 |
Стр.51 |
Стр.52 |
Стр.53 |
Стр.54 |
Стр.55 |
Стр.56 |
Стр.57 |
Стр.58
|
