| 9.1. | Системы, оборудование и компоненты | |
| 9.1.1. | Газотурбинные авиационные двигатели, при производстве которых используется любая из технологий, контролируемых по пункту 9.5.3.1: | 841111900; 841181 - 841182 |
| | 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 стандартной по ИСО эксплуатационной 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 | 841182910 - 841182990 |
| | 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 компоненты, при производстве которых используются технологии, контролируемые по пункту 9.5.3.1, для газотурбинных двигателей: | 841199900 |
| | 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 | 880250000; 930690 |
| | Примечания. 1. По пункту 9.1.4 не контролируются полезные нагрузки | |
| | 2. Для контрольного статуса оборудования, входящего в состав полезной нагрузки космического аппарата, смотрите соответствующие категории | |
| 9.1.5. | Жидкостные ракетные двигатели, содержащие любую из систем или компонентов, контролируемых по пункту 9.1.6 | 841210900 |
| 9.1.6. | Системы и компоненты, специально разработанные для жидкостных ракетных двигателей, такие, как: | |
| 9.1.6.1. | Криогенные рефрижераторы, бортовые 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; | 841290900 |
| 9.1.6.2. | Криогенные контейнеры или рефрижераторные системы с замкнутым циклом, способные обеспечивать температуру 100 K (-173 град. C) или ниже, для самолетов, способных поддерживать скорость полета, превышающую 3 М, ракет - носителей или космических аппаратов; | 841290900 |
| 9.1.6.3. | Хранилища для жидкого водорода или системы его перекачки; | 731100; 841319960; 841960000 |
| 9.1.6.4. | Турбонасосы высокого давления (превышающего 17,5 МПа), компоненты насосов или объединенные с ними газогенераторы, или системы, управляющие подачей газа к турбине; | 841319 |
| 9.1.6.5. | Камеры сгорания высокого давления (превышающего 10,6 МПа) и сопла для них; | 841290300 |
| 9.1.6.6. | Системы хранения топлива, использующие принципы капиллярного сдерживания или точной подачи (то есть с гибкими вытеснительными пузырями); | 841229990; 847989800 |
| 9.1.6.7. | Форсунки жидких топлив с единичными калиброванными отверстиями диаметром 0,381 мм или менее (площадью сечения 1,14 x 10E-3 кв. см или менее для некруглых отверстий), специально спроектированные для жидкостных ракетных двигателей; | 841290900; 930690900 |
| 9.1.6.8. | Монолитные камеры сгорания или монолитные выхлопные конические насадки сопла из материала углерод - углерод плотностью более 1,4 г/куб. см и прочностью на разрыв более 48 МПа | 3801; 841290; 930660 |
| 9.1.7. | Твердотопливные ракетные двигатели, обладающие любой из следующих характеристик: | 841210900 |
| | а) суммарным импульсом, превосходящим 1,1 МН; | |
| | 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 топлива, вкладыши, используемые для обеспечения большей механической прочности или как преграда для исключения взаимного проникновения твердого топлива в материал изоляции | 841290300; 880390990 |
| | 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 волоконнотканых материалов с диаметром больше 0,61 м или имеющих удельную прочность более 25 км | 930690 |
| | 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, превышающим 45 кН, или скоростью уноса массы в области горловины сопла менее 0,075 мм/с; | 930690 |
| 9.1.8.4. | Системы управления вектором тяги на основе поворотного сопла или впрыска вторичной жидкости, имеющие любую из следующих характеристик: | 841290300; 930690 |
| | а) способность перемещаться по азимуту и углу места (двум степеням свободы) в диапазоне свыше +/- 5 град.; | |
| | б) скорость вращения вектора тяги 20 град./с или более; или | |
| | в) ускорение вращения вектора тяги 40 град./с2 или более | |
| 9.1.9. | Гибридные ракетные двигатели с: | 841210900; |
| | а) суммарным импульсом, превышающим 1,1 МНс; или | 841290300 |
| | 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 которых превышают 10 кг, специально разработанные для двигательных установок ракет - носителей, изготовленных с применением металлических матриц, композиционных материалов, органических композиционных материалов, керамических матриц или армированных интерметаллических материалов, контролируемых по пункту 1.3.7 или 1.3.10 | 280450100; 281820000; 284920000; 3801; 392690100; 681599100; 690310000; 701910; 701920; 810192000; 810292000; |
| | Примечание. Ограничение по весу не относится к головной (боевой) части снаряда; | 810890300 - 810890700; 841290; 880390990; 930690 |
| 9.1.10.2. | Компоненты и структуры, специально разработанные для двигательных установок ракет - носителей, контролируемых по пунктам 9.1.5 - 9.1.9, изготовленные с применением металлических матриц, композиционных материалов, органических композиционных материалов, керамических матриц или армированных интерметаллических материалов, контролируемых по пункту 1.3.7 или 1.3.10; | 280450100; 281820000; 284920000; 3801; 392690100; 681599100; 690310000; 701910; 701920; 810192000; 810292000; 810890300 - 810890700; 841290; 880390990; 930690 |
| 9.1.10.3. | Структурные компоненты и изоляционные системы, специально разработанные для активного управления динамической чувствительностью или деформациями структур космического аппарата; | 880390990; 930690 |
| 9.1.10.4. | Жидкостные ракетные двигатели многократного включения с соотношением тяги к весу двигателя, равным или более 1 кН/кг, и временем срабатывания (временем, необходимым для достижения 90% полной номинальной тяги от момента пуска) менее 0,03 с | 841210900 |
| 9.1.11. | Прямоточные воздушно-реактивные двигатели, пульсирующие воздушно-реактивные двигатели или двигатели комбинированного цикла и специально разработанные для них компоненты | 841210900 |
| 9.2. | Испытательное, контрольное и производственное оборудование | |
| 9.2.1. | Нижеперечисленные оборудование, инструменты или приспособления, специально разработанные для производства или проведения измерений параметров лопаток газовых турбин, литых лопастей или краев кожухов: | |
| 9.2.1.1. | Оборудование для направленной кристаллизации или выращивания монокристалла; | 841199900 |
| 9.2.1.2. | Керамические стержни (ядра, сердечники) или патроны (вкладыши); | 690390900 |
| 9.2.1.3. | Керамические стержни (ядра, сердечники) производственного оборудования или инструментов; | 690390900 |
| 9.2.1.4. | Керамические патроны (оболочки) оборудования для изготовления восковых моделей | 690390900 |
| 9.2.2. | Системы контроля с управлением от основного оборудования в реальном масштабе времени, контрольно-измерительные приборы (включая датчики) или автоматическое оборудование для сбора и обработки информации, специально предназначенные для разработки газотурбинных двигателей, узлов и компонентов, включая технологии, контролируемые по пункту 9.5.3.1 | 903180910 |
| 9.2.3. | Оборудование, специально разработанное для производства или испытаний (проверки) креплений щеток газовых турбин, разработанных для условий функционирования при скоростях на концах лопаток, превышающих 335 м/с, и температуре свыше 773 K (500 град. C), и специально разработанные компоненты или принадлежности для него | 845961; 845969; 902410 |
| 9.2.4. | Инструменты, штампы или зажимные приспособления для соединения суперсплавов, титановых сплавов или интеркерамических комбинаций лопатка - диск, указанных в пунктах 9.5.3.1.3 или 9.5.3.1.6, для газовых турбин | 851580100; 851590000 |
| 9.2.5. | Системы контроля с управлением от основного оборудования в реальном масштабе времени, контрольно-измерительные приборы (включая датчики) или автоматическое оборудование для сбора и обработки информации, специально предназначенные для использования с любыми следующими аэродинамическими трубами или устройствами: | |
| 9.2.5.1. | Аэродинамическими трубами, разработанными для скоростей 1,2 М или более, исключая специально разработанные для исследовательских целей и имеющие размер испытательной камеры (измеренный в продольном направлении) менее 250 мм | 903120000 |
| | Техническое примечание. Размер испытательной камеры определяется по диаметру окружности, стороне квадрата или наибольшей стороне прямоугольника, измеренным в месте наибольшего сечения; | |
| 9.2.5.2. | Устройствами для моделирования условий обтекания на скоростях, превышающих 5 М, включая тепловые, плазменно - дуговые, импульсные и ударные аэродинамические трубы, а также аэрогазодинамические установки и легкогазовые пушки; | 903120000 |
| 9.2.5.3. | Аэродинамическими трубами или устройствами, отличными от двухмерных, имеющими возможность имитировать потоки с числом Рейнольдса, превышающим 25 x 10E6 | 903120000 |
| 9.2.6. | Оборудование, специально разработанное для виброакустических испытаний, обладающее уровнем звукового давления 160 дБ или более (относительно 20 мкПа), расчетной мощностью 4 кВт или более, рабочей температурой в камере, превышающей 1273 К (1000 град. С), и имеющее специально разработанные для него кварцевые нагреватели | 903120000 |
| 9.2.7. | Оборудование, специально разработанное для проверки целостности ракетных двигателей с использованием техники неразрушающего контроля, отличающейся от плоскостного рентгеновского облучения или требующей взятия основных физических и химических проб | 902290000; 9031 |
| 9.2.8. | Датчики, специально разработанные для непосредственного измерения поверхностного трения на стенке в потоке с температурой торможения, превышающей 833 K (560 град. C) | 902519990; 902780990 |
| 9.2.9. | Оснастка для производства методом порошковой металлургии элементов роторов турбин двигателей, способных функционировать при напряжении на уровне 60% предельной прочности на растяжение или более и температуре металла 873 K (600 град. C) или более | 846299100 |
| 9.3. | Материалы - нет | |
| 9.4. | Программное обеспечение | |
| 9.4.1. | Программное обеспечение, необходимое для разработки оборудования или технологии, контролируемых по пунктам 9.1, 9.2 или 9.5.3 | |
| 9.4.2. | Программное обеспечение, необходимое для производства оборудования, контролируемого по пункту 9.1 или 9.2 | |
| 9.4.3. | Программное обеспечение, необходимое для задействования полностью автономных электронно-цифровых систем управления двигателями (ФАДЕК), контролируемыми по пункту 9.1, или оборудования, контролируемого по пункту 9.2, такое, как: | |
| 9.4.3.1. | Программное обеспечение в электронно-цифровых контроллерах для двигательных систем, аэрокосмических испытательных установок или воздуходувных установок для испытания авиационных двигателей; | |
| 9.4.3.2. | Программное обеспечение с допусками на аварийное выключение, используемое в ФАДЕК и ассоциированное в стендовое оборудование | |
| 9.4.4. | Другое программное обеспечение, такое, как: | |
| 9.4.4.1. | Программное обеспечение для моделирования двух- или трехвязкого внутридвигательного течения потока в аэродинамических трубах или для обработки данных летных испытаний, позволяющее детально моделировать внутридвигательный поток; | |
| 9.4.4.2. | Программное обеспечение для испытаний воздушных газотурбинных двигателей, сборок или компонентов, специально разработанное для обобщения, преобразования и анализа данных в реальном масштабе времени и способное обеспечить управление с обратной связью, включая динамическую поднастройку испытуемых изделий или условий испытаний в ходе проведения эксперимента; | |
| 9.4.4.3. | Программное обеспечение, специально разработанное для управления направленной кристаллизацией или формированием единичного кристалла; | |
| 9.4.4.4. | Программное обеспечение в виде текста программы, объектного кода или машинного кода, требуемое для применения активных компенсационных систем для управления зазором лопатки ротора | |
| | Примечание. По пункту 9.4.4.4 не контролируется программное обеспечение, которое входит в состав неконтролируемого оборудования, или требуемое для технического обслуживания, связанного с калибровкой, ремонтом или модернизацией системы управления с активной компенсацией зазора | |
| 9.5. | Технология | |
| 9.5.1. | Технологии, в соответствии с общим технологическим примечанием предназначенные для разработки оборудования или программного обеспечения, контролируемых по подпункту "в" пункта 9.1.1 и пунктам 9.1.4 - 9.1.11, 9.2 или 9.4 | |
| 9.5.2. | Технологии, в соответствии с общим технологическим примечанием предназначенные для производства оборудования, контролируемого по подпункту "в" пункта 9.1.1 и пунктам 9.1.4 - 9.1.11 или 9.2 | |
| | Примечания. 1. Для технологии по ремонту контролируемых структур, ламинатов или материалов смотрите пункт 1.5.2.6 | |
| | 2. Технологии разработки или производства, контролируемые по пункту 9.5, газотурбинных двигателей остаются контролируемыми, когда они используются как применяемые технологии ремонта, восстановления или капитального ремонта. Не контролируются технические данные, чертежи или документация для эксплуатационной деятельности, непосредственно связанной с калибровкой, извлечением или перемещением поврежденных или необслуживаемых без перемещения блоков, включая перемещение двигателей в целом или их модулей | |
| 9.5.3. | Другие технологии, такие, как: | |
| 9.5.3.1. | Технологии, требуемые для разработки или производства любых из следующих компонентов или систем газотурбинных двигателей: | |
| 9.5.3.1.1. | Лопаток газовых турбин, лопастей или верхних частей венцов, полученных из сплавов методом направленной кристаллизации (DS) или из одного кристалла (SC) и имеющих (по Миллеру индекс направления 001) время сопротивления на излом более 400 ч при температуре 1273 K (1000 град. C) и давлении 200 МПа, базируясь на усредненных показателях свойств материала; | |
| 9.5.3.1.2. | Многокупольных камер сгорания, работающих при средних температурах на выходе из камеры более 1813 K (1540 град. C), или камер сгорания, содержащих термически разделенные теплозащитные элементы, неметаллические теплозащитные элементы или неметаллические корпуса; | |
| 9.5.3.1.3. | Компонентов, изготовленных из органических композиционных материалов для применения при температуре более 588 K (315 град. C) или из металлических матричных, композиционных, керамических матричных, интерметаллических или армированных интерметаллических материалов, контролируемых по пунктам 1.1.2 или 1.3.7; | |
| 9.5.3.1.4. | Неохлаждаемых турбинных лопаток, лопастей, верхних частей венцов или других компонентов, спроектированных для работы в газовом потоке с температурой 1323 K (1050 град. C) или более; | |
| 9.5.3.1.5. | Охлаждаемых турбинных лопаток, лопастей, верхних частей венцов, иных, нежели те, что указаны в пункте 9.5.3.1.1, работающих без тепловой защиты при температуре газа в 1643 K (1370 град. C) или более; | |
| 9.5.3.1.6. | Комбинаций лопасть с профилем крыла - диск турбины, использующих жесткое соединение; | |
| 9.5.3.1.7. | Компонентов газотурбинного двигателя, использующих технологию диффузионной сварки, контролируемую по пункту 2.5.3.2; | |
| 9.5.3.1.8. | Высокоресурсных вращающихся компонентов газотурбинного двигателя, использующих материалы, изготовленные методом порошковой металлургии, контролируемые по пункту 1.3.2.2; | |
| 9.5.3.1.9. | ФАДЕК для газотурбинных двигателей и двигателей с комбинированным циклом и относящихся к ним компонентов диагностики, датчиков и специально спроектированных компонентов; | |
| 9.5.3.1.10. | Систем управления геометрией газового потока и систем управления в целом для: | |
| | а) газогенераторных турбин; | |
| | б) вентиляторных или мощных турбин; | |
| | в) подвижных сопел | |
| | Примечания. 1. Системы управления геометрией газового потока и системы управления в целом в пункте 9.5.3.1.10 не включают выходные поворотные лопатки, вентиляторы с изменяемым шагом, поворотные статоры или дренажные клапаны для компрессоров | |
| | 2. По пункту 9.5.3.1.10 не контролируются технологии разработки или производства систем управления геометрией газового потока для реверса тяги; | |
| 9.5.3.1.11. | Систем управления зазором между венцом и лопатками ротора, использующих технологию активной компенсации зазора турбинным кожухом, ограниченную базой данных проектирования и разработки; или | |
| 9.5.3.1.12. | Пустотелых лопаток с широкой хордой без межпролетного крепления | |
| 9.5.3.2. | Технологии, требуемые для разработки или производства любого из следующего оборудования: | |
| 9.5.3.2.1. | Аэродинамических моделей для испытаний в аэродинамической трубе, оборудованных съемными датчиками, способными транслировать данные от первичных сенсоров в систему сбора информации; | |
| 9.5.3.2.2. | Лопаток из композиционных материалов или их креплений, способных выдерживать более 2000 кВт при скоростях полета свыше 0,55 М | |
| 9.5.3.3. | Технологии, требуемые для разработки или производства компонентов газотурбинных двигателей, использующие для сверления отверстий лазер, водяную струю, электрохимическую обработку (ЭХО) или станки электроискровой обработки (СЭО) для получения отверстий, имеющих любую из следующих характеристик: | |
| 9.5.3.3.1. | Все следующие параметры: | |
| | а) глубина, более чем в 4 раза большая их диаметра; | |
| | б) диаметр меньше 0,76 мм; и | |
| | в) углы наклона равные или менее 25 град.; или | |
| 9.5.3.3.2. | Все следующие параметры: | |
| | а) глубина, более чем в 5 раз большая их диаметра; | |
| | б) диаметр менее 0,4 мм; и | |
| | в) углы наклона более 25 град. | |
| | Техническое примечание. Применительно к пункту 9.5.3.3 угол наклона измеряется от поверхности, обдуваемой потоком, тангенциально в точке, где ось отверстия пересекается с этой поверхностью | |
| 9.5.3.4. | Технологии, требуемые для: | |
| 9.5.3.4.1. | Разработки вертолетных систем передачи мощности или заваливаемого воздушного винта, или заваливаемого воздушного крыла системы передачи мощности летательного аппарата; или | |
| 9.5.3.4.2. | Производства вертолетных систем передачи мощности или заваливаемого воздушного винта, или заваливаемого воздушного крыла системы передачи мощности авиационного летательного аппарата | |
| 9.5.3.5.1. | Технологии для разработки или производства поршневого дизельного двигателя наземных систем станции с силовой установкой, имеющей все следующие составляющие: | |
| | а) объем бокса 1,2 куб. м или меньше; | |
| | б) полную выходную мощность более 750 кВт на основе стандартов 80/1269/ЕЕС, ИСО 2534 или их национальных эквивалентов; и | |
| | в) плотность мощности более 700 кВт/куб. м объема бокса | |
| | Техническое примечание. Объем бокса: производная трех значений перпендикуляров, измеренных следующим образом: длина - длина коленчатого вала от переднего фланца до лицевой плоскости маховика; ширина - максимальное значение из следующих измерений: | |
| | 1) внешнее расстояние от одной крайней крышки клапана до другой; | |
| | 2) расстояние между краями головок цилиндров; или | |
| | 3) диаметр кожуха маховика; или высота - наибольшее из следующих измерений: | |
| | 1) расстояние от оси коленчатого вала до верхней плоскости крышки клапана (или головки цилиндра) плюс удвоенная длина хода поршня; или | |
| | 2) диаметр кожуха маховика; | |
| 9.5.3.5.2. | Технологии, требуемые для производства специально спроектированных компонентов для дизельных двигателей с высоким выходом мощности, такие, как: | |
| 9.5.3.5.2.1. | Технологии, требуемые для производства систем двигателя, имеющего все перечисленные ниже компоненты, использующие керамические материалы, контролируемые по пункту 1.3.7: | |
| | а) гильзы цилиндров; | |
| | б) поршни; | |
| | в) головки цилиндров; и | |
| | г) один из других компонентов или более (включая выхлопные отверстия, элементы турбонаддува, направляющие клапанов, сборки клапана или изолированные топливные инжекторы) | |
| 9.5.3.5.2.2. | Технологии, требуемые для производства систем турбонаддува с одноступенчатыми компрессорами, имеющие все следующие показатели: | |
| | а) соотношение давлений (степень сжатия) 4:1 или выше; | |
| | б) расход в диапазоне от 30 до 130 кг/мин; и | |
| | в) способность изменять сечение потока внутри компрессора или секций турбины | |
| 9.5.3.5.2.3. | Технологии, требуемые для производства систем топливной инжекции со специально спроектированной многотопливной (например, дизельное или обычное топливо) способностью к изменению вязкости топлива в диапазоне от дизельного топлива (2,5 сантистокса при 310,8 K (37,8 град. C)) до бензина (0,5 сантистокса при 310,8 K (37,8 град. C)), имеющие обе следующие составляющие: | |
| | а) инжектируемое количество больше 230 куб. мм на один впрыск в один цилиндр; | |
| | б) детали специально спроектированного электронного управления для регулятора переключения и автоматического измерения характеристик топлива для обеспечения определенного значения момента вращения с применением соответствующих датчиков | |
| 9.5.3.5.3. | Технологии, требуемые для разработки или производства дизельных двигателей с высокой выходной мощностью с твердой, газофазной или жидкопленочной (или их комбинациями) смазкой стенок цилиндров, позволяющих выдерживать температуры, превышающие 723 K (450 град. C), измеряемые на стенке цилиндра в верхней предельной точке касания поршневого кольца | |
| | Техническое примечание. Дизельные двигатели с высокой выходной мощностью - это двигатели с номинальным значением эффективного давления торможения в 1,8 МПа или более при скорости вращения в 2300 об/мин, обеспечивающие скорость вращения в 2300 об/мин или более | |
Расширенный поиск
Популярные запросы
