类别9——航天及推进
(2008年第254号法律公告)
9A 系统、装备及零件
(至于为防止中子或暂态游离辐射而设计或评级的推进系统，参阅军需物品清单。)
9A001 符合下列任何条件的航空用燃气涡轮引擎∶ (2017年第42号法律公告)
注意：
亦须参阅项目9A101。
(a) 包含项目9E003(a)、9E003(h)或9E003(i)指明的任何“技术”；或 (2011年第161号法律公告；2017年第42号法律公告)
注释：
1. 项目9A001(a)不管制符合以下两项描述的航空用燃气涡轮引擎：
(a) 经一个或多于一个“参与国”的民航当局核证的；
(b) 拟用于驱动非军用并由人驾驶的“飞机”，而一个或多于一个“参与国”已就装有此特定类别引擎的“飞机”，发出以下任何文件：
(1) 民用类别证明书；
(2) 国际民用航空组织(ICAO)所认可的等效文件。
2. 项目9A001(a)不管制获一个或多于一个“参与国”的民航当局核准的、为辅助动力单元(APUs)而设计的航空用燃气涡轮引擎。 (2017年第42号法律公告)
(b) 经设计以推动在设计上可于马赫1或以上的速率巡航超过30分钟的“飞机”；
(2006年第95号法律公告)
9A002 为使用液体燃料而设计，并符合以下所有描述的‘海用燃气涡轮引擎’，以及为其而特别设计的组件及零件：
(a) 按ISO 3977-2 (1997)(或等效的国家标准)指明的标准参考条件在“稳定状态模式”操作时，最高连续功率为24 245千瓦或以上；
(b) 以35%的最高连续功率使用液体燃料时，‘经校正的特定燃料消耗量’不超过0.219公斤／千瓦小时；
注释：
‘海用燃气涡轮引擎’一词，包括为船只发电或推进而修改的工业或空用衍生燃气涡轮引擎。
技术注释：
就项目9A002而言，‘经校正的特定燃料消耗量’是引擎经校正至使用船用馏出液体燃料，净比能(即净热值)为42百万焦耳／公斤(ISO 3977-2 (1997))的特定燃料消耗量。
(2021年第89号法律公告)
9A003 包含项目9E003(a)、9E003(h)或9E003(i)指明的任何“技术”并为下列任何航空用燃气涡轮引擎而特别设计的组件及零件： (2017年第42号法律公告)
(a) 项目9A001所指明者；
(b) 其设计或生产来源为非“参与国”或不为制造商所知者；
(2011年第161号法律公告)
9A004 以下的太空发射载具、“太空船”、“太空船本体”、“太空船有效负载”、载于“太空船”上的系统或装备、陆上装备、空中发射平台及“次轨道太空船”： (2023年第85号法律公告)
注意∶
亦须参阅项目9A104。
(a) 太空发射载具；
(b) “太空船”；
(c) “太空船本体”；
(d) 包含以下项目指明的物品的“太空船有效负载”：项目3A001(b)(1)(a)(4)、3A002(g)、5A001(a)(1)、5A001(b)(3)、5A002(c)、5A002(e)、6A002(a)(1)、6A002(a)(2)、6A002(b)、6A002(d)、6A003(b)、6A004(c)、6A004(e)、6A008(d)、6A008(e)、6A008(k)、6A008(l)或9A010(c)； (2021年第89号法律公告；2023年第85号法律公告)
(e) 载于太空船上并为“太空船”而特别设计的、具有任何以下功能的系统或装备：
(1) ‘指令及遥测数据处理’；
注释：
就项目9A004(e)(1)而言，‘指令及遥测数据处理’包括总线数据管理、储存及处理。
(2) ‘有效负载数据处理’；
注释：
就项目9A004(e)(2)而言，‘有效负载数据处理’包括有效负载数据管理、储存及处理。
(3) ‘姿态及轨道控制’；
注释：
就项目9A004(e)(3)而言，‘姿态及轨道控制’包括感测及致动，以测定及控制“太空船”的位置及方向。
注意：
至于为军事用途而特别设计的装备，须参阅项目ML11(c)。 (2023年第85号法律公告)
(f) 以下的为“太空船”而特别设计的陆上装备：
(1) 为以下任何一项数据处理功能而特别设计的遥测及遥距指令装备：
(a) 为监察“太空船本体”的操作状况(亦称为健康及安全状况)，而作出帧同步及误差校正的遥测数据处理；
(b) 为将发送予“太空船”以控制“太空船本体”的指令数据格式转换，而作出指令数据处理； (2021年第89号法律公告)
(2) 为“太空船”的‘核实操作程序’而特别设计的模拟器；
技术注释：
就项目9A004(f)(2)而言，‘核实操作程序’属以下任何一项：
(a) 指令次序确认；
(b) 操作训练；
(c) 操作演习；
(d) 操作分析。 (2021年第89号法律公告)
(g) 经特别设计或改装的“飞机”，以作为太空发射载具的空中发射平台或“次轨道太空船”的空中发射平台； (2023年第85号法律公告)
(h) “次轨道太空船”； (2023年第85号法律公告)
(2017年第42号法律公告)
9A005 含有项目9A006所管制的任何系统或零件的液态火箭推进系统；
注意：
并参阅项目9A105及9A119。
注意：
并参阅项目9A106、9A108及9A120。 (2017年第42号法律公告)
(a) 为在太空载具使用而特别设计，并能限制低温流体损耗低于每年30%的低温致冷器、飞行真空瓶、低温热管或低温系统； (2009年第226号法律公告)
(b) 能为“飞机”提供开氏100度(摄氏-173度)或以下温度，并能在速率超过3马赫的发射载具或“太空船”上作持续飞行的低温容器或封闭迴路致冷系统；
(c) 废气贮存或运送系统；
(d) 高压(超过17.5兆帕斯卡)涡轮泵、泵组件或其相关的气体产生器或扩充循环涡轮驱动系统；
(e) 高压(超过10.6兆帕斯卡)推力室及其喷嘴；
(f) 利用毛细管留置或主动排除(即利用挠性翼片)原理的推进燃料贮存系统；
(g) 为液态火箭引擎而特别设计的液态推进燃料喷射器，而其个别孔口的直径为0.381毫米或以下(就非圆形孔口而言，面积为1.14×10-3平方厘米或以下)；
(h) 密度超过1.4克／立方厘米及抗拉强度超过48兆帕斯卡的整体式碳-碳推力室或整体式碳-碳出口锥管；
注意：
并参阅项目9A107及9A119。 (2008年第254号法律公告)
(a) 总推动力超过1.1兆牛顿； (2017年第42号法律公告)
(b) 喷嘴气流依调整燃烧室压7兆帕斯卡而扩充至周围海平面状况时的推力比为2.4千牛顿／公斤或以上；
(c) 分节质量比率超过88%及推进燃料固态负载超过86%；
(d) 项目9A008所管制的任何零件；或
(e) 以直接结合马达设计以提供固态推进燃料与外壳隔热物料之间的‘强力机械结合’或化学移动障壁的隔热及推进燃料结合系统；
技术注释：
就项目9A007(e)而言，‘强力机械结合’指结合强度等于或大于推进燃料强度。
注意：
并参阅项目9A108。
(a) 藉衬垫提供固态推进燃料与外壳隔热物料之间的‘强力机械结合’或化学移动障壁的隔热及推进燃料结合系统；
技术注释：
就项目9A008(a)而言，‘强力机械结合’指结合强度等于或大于推进燃料强度。 (2008年第254号法律公告)
(b) 直径超过0.61米或‘结构效率比峰压╱瓦(PV/W)’超过25公里的卷丝“复合”马达壳体；
技术注释：
‘结构效率比峰压╱瓦(PV/W)’为爆发压力(P)乘以压力室体积(V)，再除以总压力室重量(W)。 (2023年第85号法律公告)
(c) 推力等级超过45千牛顿，或喷嘴喉烧蚀率低于0.075毫米／秒的喷嘴；
(d) 具有以下任何特性的可移式喷嘴或次级流体喷射推力向量控制系统：
(1) 单轴移动超过+5°；
(2) 角向量旋转为20°／秒或以上；或
(3) 角向量加速度40°／秒2或以上；
注意：
并参阅项目9A109及9A119。
(a) 总推动力超过1.1兆牛顿；或 (2017年第42号法律公告)
(b) 在出口真空状况的推力等级超过220千牛顿；
9A010 以下为发射载具、发射载具推进系统或“太空船”而特别设计的零件、系统及结构：
注意：
并参阅项目1A002及9A110。
(a) 为发射载具而特别设计的零件及结构，该等零件及结构各自超过10公斤，并以任何以下项目制造： (2017年第42号法律公告)
(1) 由项目1C010(e)指明的任何“纤维或丝状物料”及项目1C008或1C009(b)指明或管制的任何树脂组成的“复合”物料；
(2) 由以下物料或合金加固的金属“基材” “复合物”：
(a) 项目1C007指明的任何物料；
(b) 项目1C010指明的任何“纤维或丝状物料”；或
(c) 项目1C002(a)指明的任何铝介金属合金；
(3) 项目1C007指明的陶瓷“基材” “复合”材料；
注释：
上述重量截止不适用于前锥管。 (2017年第42号法律公告)
(b) 为项目9A005至9A009指明的任何发射载具推进系统而特别设计的、并以任何以下项目制造的零件及结构： (2008年第254号法律公告；2017年第42号法律公告)
(1) 项目1C010(e)指明的任何“纤维或丝状物料”，以及项目1C008或1C009(b)指明或管制的任何树脂；
(2) 由以下物料或合金加固的金属“基材” “复合物”：
(a) 项目1C007指明的任何物料；
(b) 项目1C010指明的任何“纤维或丝状物料”；或
(c) 项目1C002(a)指明的任何铝介金属合金；
(3) 项目1C007指明的陶瓷“基材” “复合”材料； (2017年第42号法律公告)
(c) 为积极控制“太空船”结构的动态反应或变形而特别设计的结构零件及隔离系统；
(d) 推力比重量比率等于或大于1千牛顿／公斤及‘反应时间’少于30微秒的脉冲液态火箭引擎； (2023年第85号法律公告)
技术注释：
就项目9A010(d)而言，‘反应时间’指由起动到达致90%总额定推力所需的时间。 (2023年第85号法律公告)
9A011 冲压引擎、超音速燃烧冲压引擎或‘组合式循环引擎’，以及为其特别设计的零件； (2023年第85号法律公告)
注意：
并参阅项目9A111及9A118。
技术注释：
就项目9A011而言，‘组合式循环引擎’结合2种或多于2种下述类别的引擎：
(1) 燃气涡轮引擎(涡轮喷气、涡轮螺旋桨及涡轮风扇)；
(2) 冲压或超音速燃烧冲压；
(3) 火箭马达或引擎(液体╱凝胶╱固体推进剂及混合燃料)； (2023年第85号法律公告)
9A012 以下的“无人驾驶飞行载具” (“UAVs”)、无人驾驶“飞船”、相关装备及零件∶ (2023年第85号法律公告)
注意∶
1. 亦须参阅项目9A112。
2. 至于属“次轨道太空船”的“UAVs”，参阅项目9A004(h)。 (2023年第85号法律公告)
(a) 经设计以就‘操作人员’的直接‘自然视距’外的飞行进行控制的“无人驾驶飞行载具”或无人驾驶“飞船”，而该载具或飞船符合以下任何描述：
(1) 符合以下两项要求：
(a) 具有最大‘续航时间’为不少于30分钟但少于1小时；
(b) 为在风速不低于46.3公里╱小时(25节)的阵风中起飞及有稳定受控的飞行而设计；
(2) 具有不少于1小时的最大‘续航时间’；
技术注释：
就项目9A012(a)而言：
(1) ‘操作人员’指启动或指令“无人驾驶飞行载具”或无人驾驶“飞船”飞行的人。
(2) ‘续航时间’是以在海平面水平且无风的状态下的ISA状况(ISO 2533(1975))计算。
(3) ‘自然视距’指未经协助的人类视力(不论有关的人有否佩戴矫正视力镜片)。 (2017年第42号法律公告)
(b) 以下的相关装备及零件： (2017年第42号法律公告)
(1)-(2) (由2017年第42号法律公告废除)
(3) 为将由人驾驶的“飞机”或由人驾驶的“飞船”改装为项目9A012(a)指明的“无人驾驶飞行载具”或无人驾驶“飞船”，而特别设计的装备及零件；
(4) 为推动“无人驾驶飞行载具”或无人驾驶“飞船”于超越15 240米(50 000呎)的上空飞行，而特别设计或改装的往复式吸气引擎或旋转式内燃引擎； (2017年第42号法律公告)
注释：
(由2017年第42号法律公告废除)
(2013年第89号法律公告)
9A101 以下涡轮喷气引擎及涡轮风扇引擎(但项目9A001所指明者除外)： (2006年第95号法律公告；2008年第254号法律公告)
(a) 具有下列所有特性的引擎： (2021年第89号法律公告)
(1) ‘最大推力值’超过400牛顿，但不包括‘最大推力值’超过8 890牛顿的经核证的民用引擎； (2004年第65号法律公告；2021年第89号法律公告；2023年第85号法律公告)
(2) 特定燃料消耗量为0.15公斤牛顿╱小时或以下； (2023年第85号法律公告)
(3) ‘干重量’少于750公斤； (2021年第89号法律公告)
(4) ‘第一级转子直径’小于1米； (2021年第89号法律公告)
技术注释：
1. 就项目9A101(a)(1)而言，‘最大推力值’指制造商就某类别引擎在无装配的状况下及在海面静止状态并使用国际民用航空组织(ICAO)标准大气压下所证明的最大推力。经核证的民用类别引擎的推力值，等于或低于制造商就该类别引擎在无装配的状况下所证明的最大推力。 (2023年第85号法律公告)
2. ‘干重量’是引擎在无流体(燃料、液压流体、油类等)状态下，并且不包括发动机短舱(机壳)的重量。
3. ‘第一级转子直径’是引擎首个旋转阶段的直径，不论是风扇抑或是压缩机，都于叶尖前缘量度。 (2021年第89号法律公告)
4. 特定燃料消耗量是按某类别引擎在无装配的状况下及在海面静止状态并使用国际民用航空组织(ICAO)标准大气压下的最大连续推力来测定。 (2023年第85号法律公告)
(b) 经设计或改装供在“导弹”或项目9A012或9A112(a)指明的无人驾驶飞行载具中使用的引擎； (2008年第254号法律公告)
(2011年第161号法律公告；2017年第42号法律公告)
9A102 为项目9A012或9A112(a)指明的无人驾驶飞行载具而特别设计的‘涡轮螺旋桨发动机系统’，以及为该等系统而特别设计的零件，而该等系统及零件具有超过10千瓦的‘最高功率’； (2023年第85号法律公告)
注释∶
项目9A102不管制经核证的民用引擎。 (2017年第42号法律公告)
技术注释∶
1. 就项目9A102而言，‘涡轮螺旋桨发动机系统’包含以下各项∶ (2017年第42号法律公告)
(a) 涡轮轴引擎；
(b) 传输动力至推进器的动力传输系统。
2. 就项目9A102而言，‘最高功率’是在无装配的状况下，在海面静止状态并使用国际民用航空组织(ICAO)标准大气压下达到的。
(2008年第254号法律公告；2017年第42号法律公告)
注意：
并参阅项目9A004。
9A105 以下的液体推进剂火箭引擎或凝胶推进剂火箭马达： (2021年第89号法律公告)
注意：
并参阅项目9A119。
(a) 可在“导弹”中使用的液体推进剂火箭引擎或凝胶推进剂火箭马达(项目9A005指明者除外)，而该等引擎或马达整合成(或经设计或改装以整合成)总推动力不小于1.1兆牛顿的液体推进剂或凝胶推进剂推进系统；
(b) 可在完整火箭系统或无人驾驶飞行载具内使用的、射程能达300公里的液体推进剂火箭引擎或凝胶推进剂火箭马达(项目9A005或9A105(a)指明者除外)，而该等引擎或马达整合成(或经设计或改装以整合成)总推动力不小于0.841兆牛顿的液体推进剂或凝胶推进剂推进系统； (2001年第132号法律公告；2006年第95号法律公告；2008年第254号法律公告；2023年第85号法律公告)
(2017年第42号法律公告；2021年第89号法律公告)
9A106 以下为液态火箭推进或凝胶推进剂火箭系统而特别设计的系统或零件(项目9A006所管制者除外)： (2008年第254号法律公告；2021年第89号法律公告)
(a) (由2021年第89号法律公告废除)
(b) (由2023年第85号法律公告废除)
(c) 可在“导弹”中使用的推力向量控制子系统；
技术注释：
达到项目9A106(c)所管制的推力向量控制方法的例子是：
(1) 活动喷嘴；
(2) 流体或二次气体喷射；
(3) 移动式引擎或喷嘴；
(4) 废气流的偏转(喷气导流控制片或探测器)；或
(5) 推力片。
(d) 经设计或改装在介乎20赫与2千赫之间大于10克均方根的振动环境中操作及可在“导弹”中使用的液体、浆状及凝胶推进燃料(包括氧化剂)控制系统，以及为该等系统特别设计的零件； (2006年第95号法律公告；2017年第42号法律公告)
注释：
唯一受项目9A106(d)所管制的伺服阀、泵及燃气涡轮机如下： (2017年第42号法律公告)
(a) 为在相等于或大于7兆帕斯卡的绝对压力下及每分钟相等于或大于24升的流率而设计的伺服阀，其致动器的反应时间少于100毫秒； (2006年第95号法律公告)
(b) 旋转轴速度(在最大操作模式下)不低于每分钟8 000转的液体推进剂泵，或排放压力不小于7兆帕斯卡的液体推进剂泵； (2017年第42号法律公告)
(c) 用于液体推进剂涡轮泵的燃气涡轮机，而其旋转轴速度(在最大操作模式下)不低于每分钟8 000转； (2017年第42号法律公告)
(e) 项目9A005或9A105指明的液体推进剂火箭引擎或凝胶推进剂火箭马达的燃室及喷嘴； (2017年第42号法律公告；2021年第89号法律公告)
(2009年第226号法律公告)
9A107 可在完整火箭系统或“无人驾驶飞行载具”使用，并且射程最少为300公里的固体推进剂火箭马达(项目9A007所管制者除外)，而总推动力相等于或大于0.841兆牛顿； (1999年第183号法律公告；2006年第95号法律公告；2008年第254号法律公告；2017年第42号法律公告；2023年第85号法律公告)
注意：
并参阅项目9A119。
9A108 为固态及混合式火箭推进系统而特别设计的以下零件(项目9A008指明者除外)： (2013年第89号法律公告；2023年第85号法律公告)
(a) 可在项目9A007、9A009、9A107或9A109(a)所管制的子系统中使用的火箭马达壳体及其“绝缘衬片”零件；
(b) 可在项目9A007、9A009、9A107或9A109(a)所管制的子系统中使用的火箭喷嘴；
(c) 可在“导弹”中使用的推力向量控制子系统； (2013年第89号法律公告)
技术注释：
达到项目9A108(c)所管制的推力向量控制方法的例子是：
(1) 活动喷嘴；
(2) 流体或二次气体喷射；
(3) 移动式引擎或喷嘴；
(4) 废气流的偏转(喷气导流控制片或探测器)；或
(5) 推力片。
(2021年第89号法律公告；2023年第85号法律公告)
(a) 可用于射程或航程可达300公里的完整火箭系统或无人驾驶飞行载具的混合燃料火箭马达(项目9A009指明者除外)，其总推动力等于或大于0.841兆牛顿，以及为该马达而特别设计的零件； (2023年第85号法律公告)
(b) 为可用于“导弹”的项目9A009指明的混合燃料火箭马达而特别设计的零件；
注意：
亦须参阅项目9A009及9A119。
(2013年第89号法律公告)
9A110 特别设计以供‘导弹’或项目9A005、9A007、9A105、9A106(c)、9A107、9A108(c)、9A116或9A119指明的子系统使用的复合构架、层叠片及制品(项目9A010指明者除外)；
注意：
亦须参阅项目1A002。
技术注释：
在项目9A110中，‘导弹’指射程或航程可超过300公里的完整火箭系统及无人驾驶飞行载具系统。 (2023年第85号法律公告)
(2013年第89号法律公告)
9A111 可在“导弹”或项目9A012或9A112(a)指明的无人驾驶飞行载具中使用的脉冲式喷射引擎或爆轰发动机，以及为该等引擎或发动机而特别设计的零件； (2023年第85号法律公告)
注意：
并参阅项目9A011及9A118。
技术注释：
在项目9A111中，爆轰发动机利用爆轰使整个燃室的有效压力上升。爆轰发动机的例子包括脉冲式爆轰发动机、旋转爆轰发动机或连续波爆轰发动机。 (2023年第85号法律公告)
9A112 以下的“无人驾驶飞行载具” (“UAVs”)(项目9A012指明者除外)：
(a) 航程能达300公里的“无人驾驶飞行载具”；
(b) 符合以下两项描述的“无人驾驶飞行载具”：
(1) 具有以下任何性能：
(a) 自动飞行控制及导航的性能；
(b) 就操作人员的直接视距范围外的飞行进行控制的性能；
(2) 符合以下任何描述：
(a) 包含喷雾剂喷洒系统或容量大于20升的机制；
(b) 经设计或改装以包含喷雾剂喷洒系统或容量大于20升的机制；
技术注释：
1. 喷雾剂由微粒或液体(燃料成分、副产品或添加剂除外)组成，而该喷雾剂作为有效负载的部分散布于大气层。喷雾剂的例子，包括撒于农作物的除害剂及种云的干化学品。
2. 喷雾剂喷洒系统或机制，包含所有储存喷雾剂及将之散布于大气层所需的装置(机械、电机、液压等)。这包括可能将喷雾剂喷射入燃烧排气及推进器滑流之中。 (2023年第85号法律公告)
(2017年第42号法律公告)
(a) 为处理、控制、起动或发射项目9A004指明的太空发射载具、项目9A104指明的探空火箭，或‘导弹’而设计或改装的器具及装置； (2013年第89号法律公告；2017年第42号法律公告)
技术注释：
在项目9A115(a)中，‘导弹’指射程或航程超过300公里的完整火箭系统及无人驾驶飞行载具系统。 (2021年第89号法律公告)
(b) 为运输、处理、控制、起动或发射项目9A004指明的太空发射载具、项目9A104指明的探空火箭，或“导弹”而设计或改装的车辆； (2013年第89号法律公告)
(2004年第65号法律公告；2006年第95号法律公告；2021年第89号法律公告)
9A116 以下可在“导弹”中使用的重返大气层载具，以及为其特别设计或改装的装备：
(a) 重返大气层载具；
(b) 以陶瓷或烧蚀物料制成的防热层及防热零件；
(c) 以轻型、高热容物料制成的散热片及散热零件；
(d) 为重返大气层载具而特别设计的电子装备；
9A117 可在“导弹”中使用的分级结构、分离结构及级节间装置；
注意∶
亦须参阅项目9A121。 (2017年第42号法律公告)
9A118 燃烧调节装置，可用于符合以下两项描述的引擎： (2017年第42号法律公告；2023年第85号法律公告)
(a) 项目9A011或9A111指明者；
(b) 可用于“导弹”或受项目9A012或9A112(a)所管制的“无人驾驶飞行载具”；
(2008年第254号法律公告；2017年第42号法律公告)
9A119 可在完整火箭系统或无人驾驶飞行载具使用，并且射程最少为300公里的个别火箭级节(项目9A005、9A007、9A009、9A105、9A107及9A109所管制者除外)；
(1999年第183号法律公告；2008年第254号法律公告；2017年第42号法律公告；2023年第85号法律公告)
9A120 符合以下说明的液体或凝胶推进剂储存缸(项目9A006指明者除外)：为项目1C111指明的推进剂或为‘其他液体或凝胶推进剂’而特别设计的储存缸，用于能负载最少500公斤及射程最少300公里的火箭系统； (2023年第85号法律公告)
注释∶
在项目9A120中，‘其他液体或凝胶推进剂’包括(但并不限于)军需物品清单所指明的推进剂。
(2008年第254号法律公告；2021年第89号法律公告)
9A121 为“导弹”、受项目9A004所管制的太空发射载具或项目9A104指明的探空火箭而特别设计的脐带型与‘级节间电动连接器’；
技术注释∶
‘级节间电动连接器’亦包括安装于“导弹”、太空发射载具或探空火箭与其有效负载之间的电动连接器。
(2017年第42号法律公告)
9A350 以下为装配于“飞机”、“轻于空气载具”或无人驾驶飞行载具上而特别设计或改装的喷洒及雾化系统，以及为该等喷雾及雾化系统而特别设计的零件： (2023年第85号法律公告)
(a) 完备喷洒或雾化系统，该等系统能够以大于每分钟2公升的流率从液体悬置装置悬浮液发放出‘VMD’小于50微米的初始微滴；
(b) 喷杆或‘喷雾剂喷发器’阵列，该等装备能够以大于每分钟2公升的流率从液体悬置装置发放出‘VMD’小于50微米的初始微滴；
(c) 为装配于受项目9A350(a)及9A350(b)管制的系统上而特别设计的‘喷雾剂喷发器’；
注释：
1. ‘喷雾剂喷发器’是为装配于“飞机”上而特别设计或改装的装置，例如喷嘴、滚筒式喷雾器及类似装置。
2. 项目9A350不管制经证明不能够发放出传染性喷雾剂形态的“生物剂”的喷洒或雾化系统及零件。 (2021年第89号法律公告)
技术注释：
1. 为于“飞机”、“轻于空气载具”或无人驾驶飞行载具上使用而特别设计的喷洒装备或喷嘴所喷出的微滴大小，应以下列其中一种方法量度： (2023年第85号法律公告)
(a) 都卜勒激光测量法；
(b) 前视激光绕射法。
2. 在项目9A350中，‘VMD’指体积中径，而就水基系统而言，‘VMD’相等于质量中径(MMD)。
(2006年第95号法律公告)
9B 测试、检验及生产装备
9B001 以下制造装备、工具或夹具： (2023年第85号法律公告)
注意：
亦须参阅项目2B226。 (2021年第89号法律公告)
(a) 为“超合金”而设计的单向固化或单晶铸造装备；
(b) 下列以耐热金属或陶瓷制造的、为制造燃气涡轮引擎叶片、导片或“叶尖复环”而特别设计的铸造工具： (2023年第85号法律公告)
(1) 芯；
(2) 壳模(铸模)；
(3) 结合芯与壳模(铸模)的元件； (2021年第89号法律公告)
(c) 为“超合金”而设计的单向固化或单晶添加制造装备； (2017年第42号法律公告)
(d) (由2001年第132号法律公告废除)
(2023年第85号法律公告)
9B002 具有以下所有特性的线上(实时)控制系统、仪表(包括感测器)或资料自动撷取及处理装备：
(a) 为“发展”燃气涡轮引擎、组件或零件而特别设计；及
(b) 包含项目9E003(h)或9E003(i)指明的“技术”；
(2011年第161号法律公告)
9B003 为“生产”或测试燃气涡轮刷状气封而特别设计的装备及特别为其设计的零件或配件，前述燃气涡轮刷状气封设计于翼尖运转速度超过每秒335米及温度超过开氏773度(摄氏500度)的状况下操作；
9B004 用于燃气涡轮“超合金”、钛合金或项目9E003(a)(3)或9E003(a)(6)所描述的金属间翼盘式组合的固态结合的工具、压模或夹具；
(2008年第254号法律公告)
9B005 为应用于下列任何风洞或装置而特别设计的线上(实时)控制系统、仪表(包括感测器)或资料自动撷取及处理装备： (2011年第161号法律公告)
注意：
并参阅项目9B105。
(a) 为速率在1.2马赫或以上的状况而设计的风洞；
注释：
项目9B005(a)并不管制为教学用途而特别设计，且‘测试截面尺码’(侧面测量)小于250毫米的风洞。 (2023年第85号法律公告)
技术注释：
在项目9B005(a)中，‘测试截面尺码’指在最大测试截面位置的圆的直径，或正方形的边长，或矩形的最长边。 (2023年第85号法律公告)
(b) 模拟流速超过5马赫环境的装置，包括热流风洞、电浆弧风洞、震波管、震波风洞、气动力风洞及轻气枪；或
(c) 能模拟雷诺数超过25×106流体的风洞或装置，但不包括二维截面；
9B006 能产生声压等级为160分贝或以上(以20微帕斯卡为基准)，且于测试温度超过开氏1 273度(摄氏1 000度)时的额定输出率为4千瓦或以上的声波振动测试装备，以及为其特别设计的石英加热器；
注意：
并参阅项目9B106。
9B007 应用非破坏测试(NDT)技术而非X-光或基础物化分析，为检验火箭马达的完整性而特别设计的装备；
9B008 为在测试流总(停滞)温度超过开氏833度(摄氏560度)中操作而特别设计的直接测量壁面磨擦力转换器；
(2011年第161号法律公告)
9B009 为生产符合以下所有描述的燃气涡轮引擎粉末冶金转子零件而特别设计的工具：
(a) 设计供在开氏873度(摄氏600度)的温度下、以应力为极限抗拉强度(UTS)的60%或以上操作；
(b) 设计供在不低于开氏873度(摄氏600度)操作；
注释：
项目9B009不管制生产粉末的工具。
(2021年第89号法律公告)
9B010 为生产项目9A012指明的物品而特别设计的装备；
(2006年第95号法律公告；2017年第42号法律公告)
9B105 适用于0.9马赫或以上的速率而可供‘导弹’及其子系统使用的‘空气动力测试设施’； (2008年第254号法律公告；2017年第42号法律公告)
注意：
并参阅项目9B005。
注释∶
项目9B105不管制符合以下说明的风洞∶适用于不超过3马赫的速率，而‘测试横截面尺码’的尺寸不超过250毫米。 (2017年第42号法律公告)
技术注释∶
1. 在项目9B105中，‘空气动力测试设施’包括用于研究流经物件的气流的风洞及震波风洞。
2. 在项目9B105中，‘导弹’指射程或航程能超过300公里的完整火箭系统及无人驾驶飞行载具系统。
3. 在项目9B105注释中，‘测试横截面尺码’指在最大‘测试横截面’位置所得的圆形的直径，或正方形的边长，或矩形的最长边，或椭圆形的主轴。‘测试横截面’为与流动方向成垂直的截面。 (2017年第42号法律公告)
(a) 具有下列所有特性的环境室∶ (2023年第85号法律公告)
(1) 能模拟下列任何飞行状况： (2023年第85号法律公告)
(a) 相等于或大于1万5千米的高度；
(b) 由低于开氏223度(摄氏-50度)至高于开氏398度(摄氏+125度)的温度范围；及
(2) 包含(或‘设计或改装’以包含)符合以下说明的抖动器或其他振动测试装备：当传递力等于或大于5千牛顿时，产生振动环境为等于或大于10克均方根(在介乎20赫与2千赫之间在‘光身枱面’量度)；
技术注释∶
1. 项目9B106(a)(2)描述能以单波(例如正弦波)产生振动环境的系统，以及能产生宽频随机振动(即功率谱)的系统。
2. 在项目9B106(a)(2)中，‘设计或改装’指环境室装有合适的接合装置(例如封口装置)，供装上项目2B116所指明的抖动器或其他振动测试装备。 (2008年第254号法律公告)
3. 在项目9B106(a)(2)中，‘光身枱面’指没有固定附着物或配件的平坦枱面或表面。 (2017年第42号法律公告)
(b) 能模拟下列飞行条件的环境室： (2006年第95号法律公告)
(1) 总体声压级为140分贝或以上(以20微帕斯卡为基准)，或总额定声波功率输出为4千瓦或以上的声环境；及 (2006年第95号法律公告)
(2) 相等于或大于15千米的高度；或 (2006年第95号法律公告)
(3) 由低于开氏223度(摄氏-50度)至高于开氏398度(摄氏+125度)的温度范围； (2008年第254号法律公告)
注释∶
(由2017年第42号法律公告废除)
(2017年第42号法律公告)
9B107 可用于‘导弹’、‘导弹’火箭推进系统及项目9A116指明的重返大气层载具及装备，并具有以下任何特性的‘航空热力学测试设施’：
(a) 电力供应等于或大于5兆瓦；
(b) 气体供应总压力等于或大于3兆帕斯卡；
技术注释∶
1. ‘航空热力学测试设施’包括用于研究流经物件气流的热效应及机械效应的等离子电弧喷射设施及等离子风洞。
2. 在项目9B107中，‘导弹’指射程或航程超过300公里的完整火箭系统及无人驾驶飞行载具系统。
(2021年第89号法律公告)
9B115 为项目9A005至9A009、9A011、9A101、9A102、9A105至9A109、9A111、9A116至9A120所管制的系统、子系统及零件而特别设计的“生产装备”；
(2008年第254号法律公告)
9B116 为‘导弹’、项目9A004指明的太空发射载具或项目9A005至9A009、9A011、9A101、9A102、9A104至9A109、9A111或9A116至9A120指明的系统、子系统或零件而特别设计的“生产设施”；
技术注释：
在项目9B116中，‘导弹’指射程或航程可超过300公里的完整火箭系统及“无人驾驶飞行载具”系统。
(2013年第89号法律公告)
9B117 供固体或液体推进剂火箭或火箭马达使用，并具有以下任何一项特性的试验台或试验架∶ (2013年第89号法律公告；2023年第85号法律公告)
(a) 能处理大于68千牛顿的推力；
(b) 能同时测量三个轴向推力零件；
(2008年第254号法律公告；2009年第226号法律公告；2013年第89号法律公告)
9C 物料 (2001年第132号法律公告)
9C108 可用于“导弹”的火箭马达壳体的、或为项目9A007或9A107指明的固体推进剂火箭引擎而特别设计的“内衬套”及大批“绝缘衬片”物料(项目9A008指明者除外)；
(2021年第89号法律公告)
9C110 供项目9A110所管制的复合构架、层叠片及其制品用的填充树脂的纤维半固化片及镀上金属的纤维压片，而该等物料是用纤维或纤维加固物的有机“基材”或金属“基材”制成，且“比抗拉强度”大于7.62×104米及“比模数”大于3.18×106米； (2006年第95号法律公告)
注意：
并参阅项目1C010及1C210。
注释：
项目9C110所管制的填充树脂的纤维半固化片，只限于采用在固化后玻璃转变温度(Tg)超过开氏418度(摄氏145度)(根据美国材料及试验学会标准D4065或等效标准测定)的树脂的产品。 (2001年第132号法律公告；2003年第14号第24条；2006年第95号法律公告)
9D 软件
9D001 为“发展”项目9A001至9A119、9B或9E003所管制的装备或“技术”，而特别设计或改装的“软件” (并非项目9D003或9D004所指明者)；
(2021年第89号法律公告；2023年第85号法律公告)
9D002 “生产”项目9A001至9A119或9B所管制的装备，而特别设计或改装的“软件” (并非项目9D003或9D004所指明者)；
(2021年第89号法律公告；2023年第85号法律公告)
9D003 包含项目9E003(h)指明的“技术”及用于项目9A指明的系统或项目9B指明的装备的“FADEC系统”的“软件”；
(2011年第161号法律公告；2017年第42号法律公告)
(a) 细部的引擎气体模型建立所需经使用风洞或飞行测试资料验证的二维或三维黏性流计算“软件”；
(b) 用以测试航空用燃气涡轮引擎、组件或零件，兼符合以下所有描述的“软件”：
(1) 为测试以下任何一项而特别设计：
(a) 包含项目9E003(a)、9E003(h)或9E003(i)指明的“技术”的航空用燃气涡轮引擎、组件或零件；
(b) 为包含项目9E003(a)或9E003(h)指明的“技术”的航空用燃气涡轮引擎而特别设计的、提供旁通流或主流的多级压缩机；
(2) 特别设计作以下所有用途：
(a) 实时获取和处理资料；
(b) 在测试进行中对试件或测试条件(例如温度、压力、流速)作回馈控制；
注释：
项目9D004(b)不管制作以下用途的软件：测试设施的操作或保障操作者安全(例如超速停机、火警侦测及灭火)，或生产、修理或维修的验收测试(只限于决定有关物品是否已妥为组装或修理)。 (2021年第89号法律公告)
(c) 为控制项目9B001(a)或9B001(c)指明的装备内的单向固化或单晶物料生长而特别设计的“软件”；
(d) (由2013年第89号法律公告废除)
(e) 为操作项目9A012指明的项目而特别设计或改装的“软件”； (2006年第95号法律公告；2013年第89号法律公告)
(f) 特别设计以设计航空用燃气涡轮引擎叶片、导片及“叶尖复环”的内冷通道的“软件”； (2008年第254号法律公告；2011年第161号法律公告)
(g) 具有下述所有特性的“软件”：
(1) 特别设计供预测航空用燃气涡轮引擎的气热、航空机械和燃烧条件；
(2) 经航空用燃气涡轮引擎(实验或生产型号)的实际表现数据验证，气热、航空机械和燃烧条件的理论模型预测； (2008年第254号法律公告)
(2017年第42号法律公告)
9D005 为操作项目9A004(e)或9A004(f)指明的项目而特别设计或改装的“软件”；
注意：
至于装置在“太空船有效负载”的项目9A004(d)指明的项目的“软件”，参阅该等项目的适当类别。 (2023年第85号法律公告)
(2017年第42号法律公告)
9D101 为“使用”项目9B105、9B106、9B116或9B117所管制的货品而特别设计或改装的“软件”；
(2021年第89号法律公告)
9D103 为仿造、模拟或综合设计项目9A004指明的太空发射载具、项目9A104指明的探空火箭、“导弹”或项目9A005、9A007、9A105、9A106(c)、9A107、9A108(c)、9A116或9A119指明的子系统而特别设计的“软件”； (2023年第85号法律公告)
注释：
项目9D103指明的“软件”，在与受项目4A102所管制的特别设计硬件结合的情况下，仍受管制。
(2013年第89号法律公告；2017年第42号法律公告)
(a) 为“使用”项目9A001、9A005、9A006(d)、9A006(g)、9A007(a)、9A009(a)、9A010(d)、9A011、9A101、9A102、9A105、9A106(d)、9A107、9A109、9A111、9A115(a)、9A117或9A118指明的物品而特别设计或改装的“软件”；
(b) 为操作或维修项目9A008(d)、9A106(c)、9A108(c)或9A116(d)指明的子系统或装备而特别设计或改装的“软件”；
(2021年第89号法律公告)
9D105 为在项目9A004指明的太空发射载具、项目9A104指明的探空火箭或‘导弹’中协调多过一个子系统的功能而经特别设计或改装的“软件” (项目9D004(e)指明者除外)； (2023年第85号法律公告)
注释：
项目9D105包括以下为将由人驾驶的“飞机”改作以“无人驾驶飞行载具”的形式操作，而特别设计的“软件”：
1. 为使转换装备与“飞机”系统功能整合，而特别设计或改装的“软件”；
2. 为将“飞机”以“无人驾驶飞行载具”的形式操作，而特别设计或改装的“软件”。(2021年第89号法律公告)
技术注释：
在项目9D105中，‘导弹’指射程或航程能超过300公里的完整火箭系统及无人驾驶飞行载具系统。 (2017年第42号法律公告)
(2001年第132号法律公告；2006年第95号法律公告；2013年第89号法律公告；2017年第42号法律公告)
9E 技术
注释：
项目9E001、9E002及9E003指明的燃气涡轮引擎的“发展”或“生产” “技术”，在用作修理或拆修时，仍受管制。符合以下说明的东西不受管制：用于维修活动的技术资料、图式或文件，而该维修活动直接关乎调整、拆卸或更换受损害或无法修理的线上可换元件(包括更换整个引擎或引擎模组)。 (2017年第42号法律公告)
9E001 按照一般技术注释，为“发展”项目9A001(b)、9A004至9A012、9A350、9B或9D指明的装备或“软件”的“技术”；
(2006年第95号法律公告；2008年第254号法律公告)
9E002 按照一般技术注释，为“生产”项目9A001(b)、9A004至9A011、9A350或9B指明的装备的“技术”； (2008年第254号法律公告)
注意：
至于受管制的构架、层叠片或物料的修理“技术”，参阅项目1E002(f)。 (2001年第132号法律公告)
(2013年第89号法律公告)
(a) 为“发展”或“生产”以下任何燃气涡轮引擎零件或系统“所需”的“技术”：
(1) 由根据平均特性值(在001米勒指数指示中)于开氏1 273度(摄氏1 000度)及应力为200兆帕斯卡下的应力-断裂寿命超过400小时的方向性固化(DS)或单晶(SC)合金制成的燃气涡轮叶片、导片或“叶尖复环”； (2011年第161号法律公告)
技术注释：
就项目9E003(a)(1)而言，应力-断裂寿命测试通常在测试样本进行。 (2021年第89号法律公告)
(2) 具以下任何特性的燃烧器：
(a) 设计作可在‘燃烧器出口温度’超过开氏1 883度(摄氏1 610度)下操作的包含‘隔热燃烧衬垫’； (2021年第89号法律公告)
(b) 非金属衬垫；
(c) 非金属外壳；
(d) 设计作可在‘燃烧器出口温度’超过开氏1 883度(摄氏1 610度)下操作的衬垫，并具有符合项目9E003(c)指明参数的洞孔；
(e) 利用‘压力增益燃烧’；
技术注释：
在‘压力增益燃烧’中，当引擎以“稳定状态模式”操作运行时，燃烧器出口的巨大平均停滞压力会大于燃烧器入口的巨大平均停滞压力，而这主要是燃烧过程所致。 (2023年第85号法律公告)
注释：
在项目9E003(a)(2)中，洞孔“所需” “技术”只限于得出洞孔的几何形状和位置所需者。
技术注释：
1. ‘隔热燃烧衬垫’为至少具备以下特点的衬垫：包括为承载机械负载而设计的支承结构，及为保护支承结构抵抗燃烧热力而设计的燃烧面结构。燃烧面结构及支承结构各有独立热位移(由热负载引致的机械位移)，即两者在热力上去除耦合。
2. ‘燃烧器出口温度’是当引擎在检定最高持续运行温度下以‘稳定状态模式’操作运行时，在燃烧器出口平面与涡轮进气口导片前缘之间，所产生的巨大燃气路径累积(停滞)平均温度(即在国际汽车工程师学会的标准SAE ARP 755A所界定的T40引擎站量度)。 (2021年第89号法律公告)
注意：
参阅项目9E003(c)关于制造冷却洞孔的“所需” “技术”。 (2013年第89号法律公告)
(3) 符合以下任何说明的零件： (2023年第85号法律公告)
(a) 以设计为可在开氏588度(摄氏315度)以上的温度操作的任何有机“复合”物料制造；
(b) 以下列任何项目制造：
(1) 由以下物料或合金加固的金属“基材” “复合物”：
(a) 项目1C007指明的任何物料；
(b) 项目1C010指明的任何“纤维或丝状物料”；或
(c) 项目1C002(a)指明的任何铝介金属合金；
(2) 项目1C007指明的陶瓷“基材” “复合”材料； (2023年第85号法律公告)
(c) 符合所有以下描述的定子、导片、叶片、端封(复环)、旋转轴、旋转叶盘或‘分离导管’：
(1) 没有在项目9E003(a)(3)(a)指明；
(2) 为压缩机或风扇而设计；
(3) 以项目1C010(e)指明的任何物料制造，而该物料含有项目1C008指明的树脂；
技术注释∶
‘分离导管’进行引擎旁通段及主段之间空气质量流的初步分离。 (2017年第42号法律公告)
(4) 设计可于‘燃气路径温度’达开氏1 373度(摄氏1 100度)或以上操作的非冷却式涡轮叶片、导片或“叶尖复环”； (2017年第42号法律公告)
(5) 设计可于‘燃气路径温度’达开氏1 693度(摄氏1 420度)或以上操作的冷却式涡轮叶片、导片、“叶尖复环” (项目9E003(a)(1)所描述者除外)； (2017年第42号法律公告)
技术注释∶
1. ‘燃气路径温度’是当引擎在检定或指明最高持续运行温度下以‘稳定状态模式’运行时，于涡轮零件的前缘平面的巨大燃气路径累积(停滞)平均温度。
2. ‘稳定状态模式’一词界定引擎操作状况，而该状况是在引擎进气口四周的空气温度和压力固定时，引擎参数(例如推力或输出、每分钟转数及其他)无明显波动的状况。 (2017年第42号法律公告)
(6) 使用固态结合的翼盘式叶片组合；
(7) (由2023年第85号法律公告废除)
(8) 使用项目1C002(b)指明的粉末冶金物料的‘耐损份’燃气涡轮引擎旋转零件；
技术注释：
‘耐损份’零件的设计是利用方法及证明以预测及限制裂痕扩大。 (2011年第161号法律公告)
(9)-(10) (由2011年第161号法律公告废除)
(11) 具有以下所有特性的‘风扇叶片’：
(a) 总体积的20%或以上属于一个或多于一个只含真空或气体的封闭腔”。
(b) 一个或多于一个封闭腔具有5立方厘米或以上的体积；
技术注释∶
就项目9E003(a)(11)而言，‘风扇叶片’指一个或多于一个旋转阶段的翼形部分，而该等部分在燃气涡轮引擎中同时提供压缩机及旁通流。 (2023年第85号法律公告)
技术注释∶
(由2021年第89号法律公告废除)
(b) 为“发展”或“生产”下列任何项目“所需”的“技术”：
(1) 配备非干扰性感测器，能将资料由感测器传送至资料撷取系统的空气动力风洞模型；或
(2) 能于飞行速率超过0.55马赫时，承受超过2 000千瓦的“复合”螺旋桨叶片或推进风扇；
(c) 在燃气涡轮引擎零件上制造冷却洞孔“所需” “技术”，包含项目9E003(a)(1)、9E003(a)(2)或9E003(a)(5)指明的、符合以下其中一项描述的“技术”：
(1) 具有以下所有特性：
(a) 最小‘横截面积’小于0.45平方毫米；
(b) ‘洞形比例’大于4.52；
(c) ‘入射角’等于或小于25°；
(2) 具有以下所有特性：
(a) 最小‘横截面积’小于0.12平方毫米；
(b) ‘洞形比例’大于5.65；
(c) ‘入射角’大于25°；
注释：
项目9E003(c)不适用于制造在零件外层钻入而在零件另一面的外层钻出的固定半径的圆柱孔的“技术”。
技术注释：
1. 就项目9E003(c)而言，‘横截面积’是指与洞轴线的平面成垂直的洞孔面积。
2. 就项目9E003(c)而言，‘洞形比例’是指洞轴的标称长度除以最小‘横截面积’的平方根。
3. 就项目9E003(c)而言，‘入射角’是指一个与翼形表面相切的平面量度，其相切点为孔轴穿入翼形表面处的锐角。 (2013年第89号法律公告)
4. 制造项目9E003(c)所指洞孔的方法，包括“雷射器”光束加工、水刀加工、电解加工(ECM)或放电加工(EDM)。 (2023年第85号法律公告)
(d) “发展”或“生产”直升机动力转换系统或倾斜转子或倾斜翼“飞机”动力转换系统“所需”的“技术”； (2001年第132号法律公告)
(e) 供“发展”或“生产”符合下列所有条件的往复式柴油引擎地面载具推进系统的“技术”：
(1) ‘箱体积’为1.2立方米或以下；
(2) 依据议会指令80/1269/EEC、ISO(国际标准组织)标准2534或等效的国家标准，总输出功率超过750千瓦；及
(3) ‘箱体积’功率密度多于700千瓦／立方米； (2023年第85号法律公告)
技术注释：
‘箱体积’：三个成直角的长度的乘积量度方法如下： (2023年第85号法律公告)
|
长度： |
由前凸缘至飞轮表面的曲柄轴长度； |
|
|
宽度： |
下列项目中最宽者： |
|
|
|
(a) |
阀盖至阀盖间外侧的尺寸； |
|
|
(b) |
汽缸顶外缘的尺寸；或 |
|
|
(c) |
飞轮罩的直径； |
|
高度： |
下列项目中最大者： |
|
|
|
(a) |
曲柄轴中心线至阀盖顶面(或汽缸顶)的尺寸加上冲程的2倍；或 |
|
|
(b) |
飞轮罩的直径。 (2004年第65号法律公告) |
(f) 以下的“生产”为高输出柴油引擎而特别设计的零件“所需”的“技术”：
(1) “生产”装有下列所有零件(该等零件是使用受项目1C007管制的陶瓷物料的)的引擎系统“所需”的“技术”：
(a) 汽缸内衬垫；
(b) 活塞；
(c) 汽缸顶；及
(d) 一项或多于一项的其他零件(包括排气孔、涡轮增压器、阀导件、阀组件或隔热燃油喷注器)；
(2) “生产”设有符合下列所有条件的单级压缩机的涡轮增压系统“所需”的“技术”：
(a) 在4：1或以上的压力比下操作；
(b) 质量流率在每分钟30至130公斤的范围内；及
(c) 在压缩机或涡轮段内具有可变气流截面功能；
(3) “生产”经特别设计可使用多种燃油(例如柴油或空用燃油)，涵盖的黏滞度范围由柴油(在开氏310.8度(摄氏37.8度)时为2.5厘沲)至汽油(在开氏310.8度(摄氏37.8度)时为0.5厘沲)，并符合下列两项条件的燃油喷注系统“所需”的“技术”：
(a) 每汽缸每次喷注量超过230立方毫米；及
(b) 设有特别设计的电子控制装置，藉采用适当的感测器视乎燃料特性自动转换控制特性，以提供相同力矩特性； (2004年第65号法律公告)
(g) “发展”或“生产”使用固态、气态或液态薄膜(或三者的任何组合)作汽缸壁润滑，并可在超过开氏723度(摄氏450度)的温度(温度于活塞顶环移行至最顶端处的汽缸壁量度)操作的‘高输出功率柴油引擎’ “所需”的“技术”；
技术注释：
‘高输出功率柴油引擎’指明制动方式有效平均压力在每分钟2 300转转速时为1.8兆帕斯卡或以上的柴油引擎，但额定转速须为每分钟2 300转或以上。 (2004年第65号法律公告；2023年第85号法律公告)
(h) 以下的燃气涡轮引擎“FADEC系统”的“技术”：
(1) 为取得“FADEC系统”必需的零件的功能规定，以调节引擎推力或轴功率(例如回馈感测器时间常数及精确度、燃油阀转换率)的“发展” “技术”；
(2) 控制及诊断“FADEC系统”独有的零件，及用于调节引擎推力或轴功率的“发展”或“生产” “技术”；
(3) 控制“FADEC系统”独有的定律规则(包括“原始码”)，及用于调节引擎推力或轴功率的“发展” “技术”；
注释：
项目9E003(h)不适用于一个或多于一个“参与国”的民航当局要求发布的，作一般航空用途的有关“飞机”引擎结合的技术资料(例如安装手册、操作指南、持续适航性的指南)，或介面功能(例如输入╱输出处理、机架推力或轴功率需求)。 (2011年第161号法律公告；2017年第42号法律公告；2023年第85号法律公告)
(i) 以下为维持气体产生器涡轮、风扇或动力涡轮或推进喷嘴的引擎稳定性而设计的可调式流道系统的“技术”：
(1) 为取得维持引擎稳定性的零件的功能规定的“发展” “技术”；
(2) 可调式流道系统独有的及维持引擎稳定性的零件的“发展”或“生产” “技术”；
(3) 控制可调式流道系统独有的及维持引擎稳定性的定律规则的“发展” “技术” (包括“原始码”)；
注释：
项目9E003(i)不适用于以下任何一项的“技术”： (2021年第89号法律公告)
(a) 进气导片；
(b) 可变倾角风扇或螺旋桨式风扇；
(c) 可变压缩机导片；
(d) 压缩机洩流阀；
(e) 逆向推力可调式流道几何形状。 (2011年第161号法律公告)
(j) “发展”为由燃气涡轮引擎作动力的固定机翼“飞机”而设计的可折叠机翼系统“所需”的“技术”； (2017年第42号法律公告；2023年第85号法律公告)
注意：
至于“发展”为项目ML10指明的固定机翼“飞机”而设计的可折叠机翼系统“所需”的“技术”，参阅项目ML22。 (2023年第85号法律公告)
9E101 (a) 按照一般技术注释，为“发展”项目9A101、9A102、9A104至9A111、9A112(a)或9A115至9A121指明的物品的“技术”；
(b) 按照一般技术注释，为“生产”项目9A012指明的‘UAV’或项目9A101、9A102、9A104至9A111、9A112(a)或9A115至9A121指明的物品的“技术”；
技术注释∶
在项目9E101(b)中，‘UAV’指航程能超过300公里的无人驾驶飞行载具系统。
(2009年第226号法律公告；2017年第42号法律公告)
9E102 按照一般技术注释，为“使用”项目9A004指明的太空发射载具、项目9A005至9A011指明的物品、项目9A012指明的‘UAV’或项目9A101、9A102、9A104至9A111、9A112(a)、9A115至9A121、9B105、9B106、9B115、9B116、9B117、9D101或9D103指明的货品的“技术”； (2009年第226号法律公告)
技术注释∶
在项目9E102中，‘UAV’指航程能超过300公里的无人驾驶飞行载具系统。 (2009年第226号法律公告)
(1999年第183号法律公告；2006年第95号法律公告；2008年第254号法律公告；2017年第42号法律公告)