d)
 „Полезен товар на космически летателни апарати“, включващ изделия, посочени в настоящия списък;
 e)
 Специално проектирани и намиращи се на борда на „космически летателни апарати“ системи и оборудване с някоя от следните функции:
 1.
 „Боравене с данни във връзка с управление и измерване от разстояние“;
 f)
 Наземно оборудване, специално проектирано за „космически летателни апарати“, както следва:
 1.
 Оборудване за измерване и управление от разстояние;
 2.
 Симулатори.
 9A004
 IX.A9.005
 Ракетни двигателни системи с течно гориво.
 9A005
 IX.A9.006
 Системи и компоненти, специално проектирани за ракетни двигателни системи с течно гориво, както следва:
 a)
 Криогенни охладители, бордови съдове на Дюар, криогенни топлинни тръби или криогенни системи, специално проектирани за използване в космически летателни апарати и с възможност да ограничават загубите на криогенни течности до по-малко от 30 % на година;
 b)
 Криогенни контейнери или охладителни системи със затворен цикъл, осигуряващи температури 100 К (-173 °C) или по-ниски, за „летателни апарати“, които могат да поддържат скорости над Mach 3, за ракети носители или за „космически летателни апарати“;
 c)
 Системи за съхранение или пренасяне на втечнен водород;
 d)
 Турбинни помпи с високо налягане (над 17,5 МРа), компоненти за помпите или свързаните с тях задвижващи системи за турбини с газови генератори с цикъл на изпарение;
 e)
 Горивни камери с високо налягане (над 10,6 МРа) и дюзи (сопла) за тях;
 f)
 Системи за съхранение на горивото, използващи принципа на капилярен защитен слой или изтласкване чрез свръхналягане (т.е. с гъвкави резервоари);
 g)
 Инжектори на течно гориво, с индивидуални калибрирани отвори с диаметър от 0 381 mm или по-малко (площ от 1,14 × 10– 3 cm2 или по-малко за некръгли отвори) и специално проектирани за ракетни двигатели с течно гориво;
 h)
 Монолитни (едноблокови) горивни камери въглерод-въглерод или едноблокови изходни конуси с плътност над 1,4 g/cm3 и якост на опън над 48 MPa.
 9A006
 IX.A9.007
 Ракетни двигателни системи с твърдо гориво.
 9A007
 IX.A9.008
 Системи и компоненти, специално проектирани за ракетни двигателни системи с твърдо гориво, както следва:
 a)
 Системи за свързване между изолацията и горивото, използващи специално покритие, за да се осигури „здраво механично свързване“ или преграда пред химическото проникване между твърдото гориво и изолационния материал на корпуса;
 b)
 Усилени с кръстосани нишки „композитни“ корпуси на двигатели с диаметър над 0,61 m или имащи „коефициенти на конструктивна ефективност (PV/W)“ над 25 km;
 Техническа бележка:
 „Коефициентът на конструктивна ефективност (PV/W)“ е налягането при взрив (Р), умножено по обема на съда (V), разделено на общото тегло на съда под налягане (W).
 c)
 Сопла/дюзи с равнища на тягата над 45 kN или скорост на ерозията на минималното сечение на соплото/дюзата, по-малко от 0,075 mm/s;
 d)
 Векторни системи за управление на тягата за подвижни сопла (дюзи) или впръскване на допълнително гориво с възможности за следното:
 1.
 Отклонение по всички оси над ± 5°;
 2.
 Въртене на ъгловите вектори на 20°/s или повече;
 3.
 Въртене на ъгловите вектори на 40°/s2 или повече.
 9A008
 IX.A9.009
 Хибридни ракетни двигателни системи.
 9A009
 IX.A9.010
 Специално проектирани компоненти, системи и конструкции за ракети носители, двигателни системи за ракети носители или „космически летателни апарати“, както следва:
 а)
 Компоненти и конструкции, специално