КАТЕГОРИЯ 9. ДВИГАТЕЛИ		
9.1.	Системы, оборудование и компоненты		
9.1.1.	Газотурбинные авиационные двигатели, имеющие любое из следующего:
а)  использующие любые технологии, контролируемые по пункту 9.5.3.1; или	8411 11 900 0;
8411 81;
8411 82	
	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 государством, являющимся участником ВД, был выдан сертификат гражданского типа		
	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 стандартной по ISO эксплуатационной мощностью 24 245 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	8411 82 910;
8411 82 930;
8411 82 990 0	
	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 компоненты, при производстве которых используются технологии, контролируемые по пункту 9.5.3.1, для следующих газотурбинных двигателей:	8411 99 90	
	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 аппараты	8802 60;
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, содержащие любую из систем или компонентов, контролируемых по пункту 9.1.6	8412 10 900 0	
9.1.6.	Системы и компоненты, специально разработанные для жидкостных ракетных двигателей:		
9.1.6.1.	Криогенные машины, бортовые сосуды Дьюара, криогенные тепловые трубы или криогенные системы, специально разработанные для использования в космических аппаратах и допускающие потери криогенной жидкости менее 30 % в год;	8412 90 900 0	
9.1.6.2.	Криогенные контейнеры или рефрижераторные системы с замкнутым циклом, способные обеспечивать температуру 100 К        (–1730 С) или ниже, для летательных аппаратов, способных поддерживать скорость полета, превышающую 3 М, ракет-носителей или космических аппаратов;	8412 90 900 0	
9.1.6.3.	Хранилища для жидкого водорода или системы его перекачки;	7311 00; 
8413 19 900 0	
9.1.6.4.	Турбонасосы высокого давления (выше 17,5 МПа), компоненты насосов или объединенные с ними газогенераторы, либо системы, управляющие подачей газа к турбине;	8413 19	
9.1.6.5.	Камеры сгорания высокого давления (выше 10,6 МПа) и сопла для них;	8412 90 300 0	
9.1.6.6.	Системы хранения топлива, в которых используются принципы его капиллярного удержания или принудительной подачи вытеснительными диафрагмами;	8412 29 990 0;
8479 89 980 0	
9.1.6.7.	Форсунки жидкого топлива с единичными калиброванными 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;	8412 90 900 0; 9306 90 900 0	
9.1.6.8.	Монолитные сопловые блоки или выходные конусы из материала углерод - углерод с плотностью более 1,4 г/куб.см и прочностью при растяжении более 48 МПа	3801;
8412 90;
9306 90	
9.1.7.	Твердотопливные ракетные двигатели, обладающие любой из следующих характеристик:	8412 10 900 0	
	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 элементами для повышения прочности топлива в системе "корпус - заряд", выполняющие функции теплозащиты, прочного механического сцепления топлива с корпусом и препятствующие проникновению химических продуктов горения твердого топлива в материал корпуса двигателя	4016 10 900 0;
4016 99 880 9;
4017 00 900 0;
8412 90 300 0;
8803 90 980 0	
	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 композиционных материалов с диаметром больше 0,61 м или имеющие показатель эффективности конструкции (PV/W) более 25 км	9306 90	
	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, превышающей 45 кН, или скоростью уноса массы в критическом сечении менее 0,075 мм/с;	9306 90	
9.1.8.4.	Системы управления вектором тяги на основе поворотной камеры (соплового блока) или путем вдува газа в закритическую часть сопла, имеющие любую из следующих характеристик:	8412 90 300 0;
9306 90	
	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 40 град/c2 или более		
9.1.9.	Гибридные ракетные двигательные установки с:
а) суммарным импульсом, превышающим 1,1 МНс; или	8412 10 900 0;
8412 90 300 0	
	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 более 10 кг, специально разработанные для ракет-носителей, изготовленные из композиционных материалов с металлической, полимерной, керамической или интерметаллидной матрицей, контролируемых по пункту 1.3.7 или 1.3.10
	2804 50 100 0;
2818 20 000 0;
2849 20 000 0;
3801;
3926 90 100 0;
6815 99 100 0;
6903 10 000 0;
7019 11 000 0;
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, контролируемые по пунктам 9.1.5 - 9.1.9, специально разработанные для двигательных установок ракет-носителей, изготовленные из композиционных материалов с металлической, полимерной, керамической или интерметаллидной матрицей, контролируемых по пункту 1.3.7 или 1.3.10;	2804 50 100 0;
2818 20 000 0;
2849 20 000 0;
3801;
3926 90 100 0;
6815 99 100 0;
6903 10 000 0;
7019 11 000 0;
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	
9.1.10.3.	Элементы конструкций и изоляционные системы, специально разработанные для активного управления динамической чувствительностью или деформацией конструкций космического аппарата;	8803 90 980 0;
9306 90	
9.1.10.4.	Жидкостные ракетные двигатели 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	8412 10 900 0	
9.1.11.	Прямоточные воздушно-реактивные двигатели, пульсирующие воздушно-реактивные двигатели или двигатели комбинированного цикла и специально разработанные для них компоненты	8412 10 900 0	
	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, имеющие любое из следующего:
а) автономное управление полетом и бортовые средства навигации (например, автопилот с инерциальной навигационной системой); или
б) возможность управления полетом оператором за пределами прямой видимости (например, управление по телевизионной информации)	8802 20 900 0;
8802 30 900 0;
8802 40 900 0;
9306 90	
	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 кристаллизации или выращивания монокристаллов;	8479 89 650 0	
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 (в реальном масштабе времени), контрольно-измерительные приборы (включая датчики) или оборудование для автоматического сбора и обработки информации, специально предназначенные для разработки газотурбинных двигателей, узлов или компонентов, включающих технологии, контролируемые по пункту 9.5.3.1	8537 10 100 0;
8537 10 910 0;
9031 80 990 0;
9032 89 900 0	
9.2.3.	Оборудование, специально разработанное для производства или испытаний щеточных уплотнений газовых турбин, разработанных для функционирования при окружных скоростях на концах лопаток, превышающих 335 м/с, и температуре выше 773 К (5000 С), и специально спроектированные компоненты или принадлежности для него	8459 61;
8459 69;
9024 10;
9031 20 000 0	
9.2.4.	Инструменты, штампы или зажимные приспособления для твердофазного соединения титановых, жаропрочных никелевых или интерметаллидных лопаток с дисками газовых турбин, описанных в пункте 9.5.3.1.3 
или 9.5.3.1.6	8515 80 110 0;
8515 80 190 0;
8466	
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, 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	9031 20 000 0	
	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 условий обтекания на скоростях, превышающих 5 М, включая тепловые, плазменно-дуговые, импульсные и ударные аэродинамические трубы, а также аэрогазодинамические установки и легкогазовые пушки; или	9031 20 000 0	
9.2.5.3.	Аэродинамическими трубами или устройствами, исключая аэродинамические трубы или устройства с двумерными сечениями, имеющими возможность моделировать поток с числом Рейнольдса, превышающим 25 х 106	9031 20 000 0	
9.2.6.	Оборудование, для виброакустических 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 (10000 С), и специально разработанные для него кварцевые нагреватели	9031 20 000 0	
9.2.7.	Оборудование, специально разработанное для проверки работоспособности ракетных двигателей с использованием технологий неразрушающего контроля, которые не включают послойный рентгеновский контроль или проведение физико-химических анализов	9022 29 000 0;
9024 10;
9031	
9.2.8.	Датчики, специально разработанные для непосредственного измерения поверхностного трения на стенке испытательной установки в потоке с температурой торможения, превышающей 833 К (5600 С)	9025 19 990 0;
9027 80 970 0	
9.2.9.	Оснастка, специально разработанная 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 (6000 С) или выше	8462 99 100 0	
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:		
9.4.3.1.	Программное обеспечение электронно-цифровых систем управления для силовых установок, испытательных стендов аэрокосмических систем или воздушно-реактивных двигателей;		
9.4.3.2.	Отказоустойчивое программное обеспечение электронно-цифровых систем управления для силовых установок и соответствующих испытательных стендов
		
9.4.4.	Иное программное обеспечение, кроме указанного 
в пунктах 9.4.1 - 9.4.3:		
9.4.4.1.	Программное обеспечение для математического моделирования двух- или трехмерного вязкого течения, основанное на данных испытаний в аэродинамических трубах или на данных летных испытаний, используемое для моделирования потока внутри двигателя		
	Особое примечание.
В отношении программного обеспечения, указанного в пункте 9.4.4.1, см. также пункт 9.4.3.1 раздела 2;		
9.4.4.2.	Программное обеспечение для испытаний авиационных газотурбинных двигателей, агрегатов или компонентов, специально разработанное для сбора, предварительной обработки и анализа данных в реальном масштабе времени и способное обеспечить управление с обратной связью, включая динамическую адаптацию испытуемых изделий или условий испытаний в ходе проведения эксперимента;		
9.4.4.3.	Программное обеспечение, специально разработанное для управления направленной кристаллизацией или формированием монокристалла		
	Особое примечание.
В отношении программного обеспечения, указанного в пункте 9.4.4.3, см. также пункт 9.4.3.2 раздела 2;		
9.4.4.4.	Программное обеспечение в виде исходного кода, объектного кода или машинного кода, требующееся для применения активных компенсационных систем в целях управления концевыми зазорами рабочих лопаток		
	Примечание.
По пункту 9.4.4.4 не контролируется программное обеспечение, которое входит в состав неконтролируемого оборудования или требуется 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 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		
	Особое примечание.
В отношении технологий, указанных в пункте 9.5.1, см. также пункт 9.5.1 разделов 2 и 3		
9.5.2.	Технологии в соответствии с общим технологическим примечанием для производства оборудования, контролируемого по подпункту "в" пункта 9.1.1 и пунктам 9.1.4 - 9.1.11 или 9.2		
	Особые примечания:
1. В отношении технологий, указанных в пункте 9.5.2, см. также пункт 9.5.2 разделов 2 и 3		
	2. Для технологии по восстановлению контролируемых конструкций из композиционных материалов объемной или слоистой структуры см. пункт 1.5.2.6		
	Примечание.
Технологии разработки или производства газотурбинных двигателей, контролируемые по пункту 9.5, остаются контролируемыми, когда они используются как технологии для ремонта, модернизации или капитального ремонта. Не контролируются технические данные, чертежи или эксплуатационная документация, непосредственно связанные с поверкой, извлечением или заменой поврежденных или неремонтопригодных заменяемых блоков, включая замену двигателей в целом или их модульных блоков		
9.5.3.	Иные технологии, кроме указанных в пунктах 9.5.1 и 9.5.2:		
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 или элементов бандажа, полученных из сплавов направленной кристаллизацией (DS) или из монокристаллических сплавов (SC), имеющих в направлении <001> (по Миллеру) ресурс длительной прочности, превышающий 400 ч при температуре 1273 К (10000 С) и напряжении 200 МПа, базирующийся  на усредненных показателях свойств материала		
	Особое примечание.
В отношении технологий разработки или производства компонентов газотурбинных двигателей, указанных в пункте 9.5.3.1.1, см. также пункт 9.5.3.1.1 разделов 2 и 3;		
9.5.3.1.2.	Многокупольных камер сгорания, работающих при средних температурах на выходе из камеры сгорания выше 1813 К (15400 С), или камер сгорания, содержащих внутренние корпуса, термически разделенные футеровками, неметаллическими облицовками или неметаллическими оболочками		
	Особое примечание.
В отношении технологий разработки или производства компонентов газотурбинных двигателей, указанных в пункте 9.5.3.1.2, см. также пункт 9.5.3.1.2 раздела 2;		
9.5.3.1.3.	Компонентов, изготовленных из любого нижеследующего материала:
а) композиционных материалов с полимерной матрицей, разработанных для применения при температуре выше 588 К (3150 С);
б) контролируемых по пункту 1.3.7 композиционных материалов с металлической, керамической или интерметаллидной матрицей, а также интерметаллических материалов; или
в) композиционных материалов, контролируемых по пункту 1.3.10 и изготовленных с использованием полимеров, контролируемых по пункту 1.3.8		
	Особое примечание.
В отношении технологий разработки или производства компонентов газотурбинных двигателей, указанных в пункте 9.5.3.1.3, см. также пункт 9.5.3.1.3 раздела 2 и пункт 9.5.3.1.2 раздела 3;		
9.5.3.1.4.	Неохлаждаемых рабочих и сопловых лопаток газовых турбин, элементов бандажа или других компонентов, спроектированных для работы в газовом потоке с температурой 1323 К (10500 С) или выше		
	Особое примечание.
В отношении технологий разработки или производства компонентов газотурбинных двигателей, указанных в пункте 9.5.3.1.4, см. также пункт 9.5.3.1.4 раздела 2;		
9.5.3.1.5.	Охлаждаемых рабочих и сопловых лопаток газовых турбин, элементов бандажа или других компонентов, иных, чем те, что описаны в пункте 9.5.3.1.1, и работающих в газовом потоке с температурой 1643 К (13700 С) или выше		
	Особое примечание.
В отношении технологий разработки или производства компонентов газотурбинных двигателей, указанных в пункте 9.5.3.1.5, см. также пункт 9.5.3.1.5 раздела 2;		
9.5.3.1.6.	Жестко соединенных лопаток с дисками газовых турбин;		
9.5.3.1.7.	Компонентов газотурбинного двигателя, произведенных с использованием технологии диффузионной сварки, контролируемой по пункту 2.5.3.2;		
9.5.3.1.8.	Элементов ротора газотурбинного двигателя из материалов, полученных методом порошковой металлургии и контролируемых по пункту 1.3.2.2		
	Особое примечание.
В отношении технологий разработки или производства компонентов, указанных в пункте 9.5.3.1.8, см. также пункт 9.5.3.1.6 раздела 2;		
9.5.3.1.9.	Электронно-цифровых систем управления газотурбинными двигателями и двигателями с комбинированным циклом и относящихся к ним диагностических устройств, датчиков и специально спроектированных компонентов		
	Особое примечание.
В отношении технологий разработки или производства систем и компонентов, указанных в пункте 9.5.3.1.9, см. также пункт 9.5.3.1.7 раздела 2;		
9.5.3.1.10.	Систем регулирования геометрии газовоздушного тракта и соответствующих систем контроля для:		
	а) турбин газогенераторов;		
	б) турбин вентиляторов или свободных турбин;		
	в) реактивных сопел; или		
	Примечания:
1. Системы регулирования геометрии газовоздушного тракта и соответствующие системы контроля, указанные в пункте 9.5.3.1.10, не включают в себя лопатки входного направляющего аппарата (ВНА), вентиляторы с поворотными 		
	лопатками (с изменяемым шагом), регулируемые направляющие аппараты и клапаны отбора воздуха 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.	Пустотелых лопаток с широкой хордой без бандажа;		
9.5.3.2.	Технологии, требуемые для разработки или производства любого из следующих изделий:		
9.5.3.2.1.	Моделей для испытаний в аэродинамических трубах, оборудованных бесконтактными датчиками, способными передавать данные системе сбора и регистрации информации;		
9.5.3.2.2.	Лопастей воздушных винтов или турбовентиляторных двигателей, выполненных из композиционных материалов и рассчитанных на мощность более 2000 кВт при скорости обтекания воздушного потока более 0,55 М;		
9.5.3.3.	Технологии, требуемые для разработки или производства компонентов газотурбинных двигателей, использующие для сверления отверстий обработку лазером, водяной струей, электрохимическую обработку (ЭХО) или станки электроискровой обработки (СЭО) для получения отверстий, имеющих любой из следующих наборов параметров:		
9.5.3.3.1.	Все следующие характеристики:
а) глубина более 4 диаметров;		
	б) диаметр менее 0,76 мм; и
в) углы наклона, равные или меньше 25 град; или		
9.5.3.3.2.	Все следующие характеристики:
а) глубина более 5 диаметров;		
	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 плоскости, касательной к поверхности аэродинамического профиля в точке, где ось отверстия выходит на поверхность;		
9.5.3.4.	Технологии, требуемые для разработки или производства вертолетных систем передачи мощности или систем передачи мощности на летательном аппарате с поворотным крылом или поворотными винтами;		
9.5.3.5.	Технологии разработки или производства дизельного двигателя наземной силовой установки, имеющего все нижеследующие характеристики:		
	а) общий объем 1,2 куб.м или меньше;		
	б) полную выходную мощность более 750 кВт, измеренную по стандартам 80/1269/ЕЕС, ИСО 2534 или по их национальным эквивалентам; и		
	в) объемную мощность более 700 кВт/куб.м общего объема		
	Техническое примечание.
Общий объем: произведение трех линейных ортогональных размеров, измеренных следующим образом:		
	длина - длина коленчатого вала от фланца до наружной поверхности маховика;		
	ширина - наибольшее из следующих измерений:		
	а) наибольшее расстояние между крышками клапанного механизма;		
	б) расстояние между наружными кромками головок цилиндров; или		
	в) диаметр кожуха маховика;		
	высота - наибольшее из следующих измерений:		
	а) расстояние от оси коленчатого вала до верхней плоскости крышки клапанного механизма (или головки цилиндра) плюс удвоенная длина хода поршня; или		
	б) диаметр кожуха маховика		
9.5.3.6.	Технологии, требуемые для производства специально разработанных компонентов для дизельных двигателей с высокой выходной мощностью:		
9.5.3.6.1.	Технологии, требуемые для производства систем двигателя, имеющего все нижеперечисленные компоненты, изготовленные из керамических материалов, контролируемых по пункту 1.3.7:		
	а) гильзы цилиндров;
б) поршни;		
	в) головки цилиндров; и		
	г) один или более иных компонентов (включая выпускные каналы, детали турбонаддува, направляющие втулки клапанов, сборки клапана или изолированные топливные инжекторы);		
9.5.3.6.2.	Технологии, требуемые для производства систем турбонаддува с одноступенчатыми компрессорами, имеющие все следующие характеристики:		
	а) степень сжатия 4 или выше;		
	б) производительность в диапазоне от 30 кг/мин до 130 кг/мин; и		
	в) способность изменять сечение потока внутри компрессора или турбины;		
9.5.3.6.3.	Технологии, требуемые для производства специально спроектированных многотопливных систем впрыска топлива (например, дизельного и топлива для реактивных двигателей), работающих в диапазоне изменения вязкости топлива от 2,5 сантистокса при температуре 310,8 К (37,80 С) (дизельное топливо) до 0,5 сантистокса при температуре 310,8 К (37,80 С) (бензин), характеризующихся всем нижеследующим:		
	а) инжектируемым объемом, превышающим 230 куб.мм на один впрыск в один цилиндр;		
	б) деталями специально разработанного электронного регулятора переключения и автоматического измерения характеристик топлива для обеспечения определенного значения момента вращения с применением соответствующих датчиков;		
9.5.3.7.	Технологии, требуемые для разработки или производства дизельных двигателей с высокой выходной мощностью, с твердой, газофазной или жидкопленочной (или их комбинациями) смазкой стенок цилиндров, позволяющей работать при температуре выше 		
	723 К (4500 С), измеряемой на стенке цилиндра в верхней предельной точке касания верхнего поршневого кольца		
	Техническое примечание.
Дизельные двигатели с высокой выходной мощностью - это двигатели с номинальной частотой вращения 2300 об/мин и более при приложении среднего эффективного давления торможения 1,8 МПа или выше