Проводимые проектные работы требовали качественно более высокого научного уровня, новых теоретических знаний. Как самостоя тельное направление в то время возникла теория проектирования твердотопливных ракет На базе результатов собственных исследований была создана экспериментальная методика отработки двигателей ракет на стендах и в полете, сопровождавшаяся разработкой приборов и аппаратуры измерений. В 1950-е гг. углубились основы теории проектирования ракет на твердом топливе. Методы баллистического проектирования были развиты сотрудниками НИИ-1 Г.Л. Шоповаловым, аэродинамики ракет — А.А. Голицыным, прочностных расчетов — И.С. Малютиным, баллистики ракет — P.Ш. Малкиным.
В последующие годы в НИИ-1 и смежных организациях-соисполнителях, а также в головных НИИ Заказчика с этих работ начались плановые работы по оптимизации тактико-технических, экономических и эксплуатационных характеристик ракетных комплексов с неуправляемыми тактическими ракетами, серия исследований по динамике полета, изучению условий старта и возмущений, приводящих к рассеиванию точек падения БЧ, нахождению способов снижения уровней этих возмущении и снижения чувствительности рокоты к ним. Результатом работ является воплощенный в последующих разработках института комплекс конструктивных мероприятии по совершенствованию ракет, пусковых установок, а также развитие более точных методик определения и прогнозирования внутрибаллистических и внешнебаллистических параметров, описывающих условия ракетного пуска.
Главным стало повышение точности стрельбы одиночными выстрелами, эффективности поражения цели без какой-либо корректировки огня, применявшейся в PC военного времени. Впервые в практике создания ракетных систем и комплексов произошла качественная смена главного критерия оценки оружия: показатели кучности заменились показателями точности, что означало коренную перестройку методов проектирования ракеты и комплекса.
По результатам этих работ, в частности, была обоснована обеспечивающая минимизацию характеристик рассеивания неуправляемой ракеты схема, предусматривающая регулярный проворот корпуса ракеты вокруг ее продольной оси, энергичный старт ракеты с ПУ, оптимальный для конкретного образца ракеты запас аэродинамической устойчивости.
Были также обоснованы мероприятия по повышению точности учета (при подготовке расчетных данных на пуск) характеристик двигателя ракеты, фактического профиля температуры и давления атмосферы по высоте и др.
В эти годы были проведены исследования по динамике полота неуправляемых ракет, изучению условий старта и уровня возмущений, действующих на ракету в полете.
В результате проведенных НИОКР институт смог приступить к созданию ракетного комплекса «Луна» с неуправляемыми ракетами.
Под руководством Н.П. Мазурова была разработана ракета ЗР9 «Луна», по массе и габаритам близкая к ракете «Марс» Проектирование новой ракеты было начато в институте в 1953 г., а полномасштабные работы — в 1957 г. по постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 18 мая 1957 г. Целью разработки нового комплекса было увеличение дальности стрельбы по сравнению с «Марсом» и «Филином». Разработчики ядерного заряда предложили конструкцию, которую можно было разместить в ГЧ диаметром 415 мм. Достижения в твердотопливном ракетостроении позволяли при проектной массе ГЧ и хорошей аэродинамической форме по сравнению с ракетой «Марс» более чем удвоить дальность, доведя ее до 45 км при увеличении стартовой массы только на четверть. Это позволяло разместить системы ПУ на той же базе плавающего танка ПТ-76.
В состав оперативно-тактического комплекса 2К6 «Лупа» входили: неуправляемые ракеты ЗР9 (с осколочно-фугасной БЧ 3Н15) и ЗР10 (с ядерной БЧ); гусеничная пусковая установка 2П16 (фирменный индекс ЦНИИ-58 — С-123А) на гусеничном шасси «объект 160», выполненном на базе плавающего танка ПТ-76, транспортная машина 2У663 (полуприцеп с тягачом ЗИЛ-157), которая перевозила две запасные ракеты; автокран АК-5Г для перегрузки ракет.
Увеличение дальности до 45 км (по сравнению с предшествующими ракетами) при заданной точности пусков требовало реализации новых технических решений.
В целях достижения удовлетворительной точности для осреднения действия эксцентриситета тяги на начальной (критической) части полета в переходник между камерами основного двигателя установили специальный двигатель проворота с малым временем работы. Периферийные сопла обеих камер сориентировали в сторону центра масс ракеты. Для свободного проворота корпуса ракеты на направляющих ПУ четырехлопастный стабилизатор разместили на невращающемся «обтекателе», установленном на корпусе двигателя на скользящей посадке с фиксацией упорным подшипником.
Для внесения в исходные данные на пуск поправок по скорости горения и удельного импульса в зависимости от температуры заряда между шашками топлива поставили термодатчик. Впервые в тактических комплексах ввели предварительное зондирование атмосферы с использованием шара-зонда и радиотехнической системы.
Разработка заряда для атомной артиллерии завершилась успешно, однако его малогабаритность обеспечивалась дорогой ценой — использованием большого количества специальных материалов. Тем не менее с целью подстраховки с самого начала разработки ракеты «Луна» был проработан вариант с зарядом от «Марса» с дальностью, сниженной до 26 км. Работы по ЗР9 продолжались только применительно к осколочно-фугасной ГЧ.
