El estudio sobre la arquitectura básica del N1-L3 se terminó el 30 de Diciembre de 1964. El decreto para la producción de 16 N1-L3 completos fue emitido el 26 de Enero de 1965.
El N1-L3 tenía que ser producido de acuerdo al siguiente programa: 4 en 1966; 6 en 1967; y 6 en 1968. El plan contemplaba realizar un primer lanzamiento del N1 entre Enero-Marzo de 1966, y los primeros descensos lunares soviéticos entre 1967 y 1968, es decir, antes que los norteamericanos, que preparaban una misión lunar para 1969.

Pero apenas comenzó el diseño detallado del LK, se vio que la masa del mismo, estimada en el anteproyecto, era completamente irreal. Los jóvenes ingenieros que habían realizado el diseño preliminar del LK habían hecho numerosas suposiciones desacertadas. Habían estimado un delta V de descenso suave de sólo 30 a 40 m/s (200 a 300 m/s era una estimación más realista). También se supuso un ángulo de frenado de treinta grados después de la separación, pero con este ángulo el radio altímetro no podría detectar la superficie. Tan optimistas estimaciones llevaron a que en el anteproyecto se fijara una masa para el LK de 2 tn, con una tripulación de dos cosmonautas... (al final el LK pesaría unas 5,5 tn y sería capaz de acomodar a sólo un cosmonauta!).

Apollo CSM/LM vs Complejo Lunar L3. (Mark Wade)

Yangel deseaba contar con espacio suficiente en la cabina del LK como para albergar a dos cosmonautas. Pero rápidamente descubrió que con una masa permitida en órbita baja de 40-50 tn para el conjunto Block D/LK, esto sencillamente no se podía realizar. Dado que se partió con una subestimación del peso del LK, su reducción a lo largo del programa fue una constante preocupación. Una etapa de descenso separada hubiera sido más económico, pero esto presentaba numerosos otros problemas no bien entendidos al momento del inicio de los trabajos. Los Diseñadores Jefe ofrecían al personal premios de 50 a 60 rublos por kg de peso ahorrado. Se ahorraron 500 kg simplemente al optimizar la órbita de aproximación.

El primer problema crucial era contar con un sistema de radar de descenso capaz y preciso. La determinación rápida y exacta de la velocidad y altitud del LK después de la separación del Block D, era la clave para minimizar el uso de propergoles en el descenso. La cantidad de propergoles a usar en esta fase determinaba el tamaño de todo el vehículo LK.

El sistema de radar de descenso fue llamado Planeta. Planeta en realidad consistía de cuatro antenas: tres de ellas determinaban por efecto Doppler el vector de velocidad, mientras que la restante, en la posición central, se encargaba de determinar la altitud sobre la superficie. El sistema resultó ser simple y confiable. Con posterioridad fue probado en la sonda lunar automática de recolección de muestras Luna Ye-8. El sistema Planeta estaba ubicado a un costado, en la parte inferior del LK, encerrado en un recipiente presurizado de forma aproximadamente esférica o "globular".

Durante el desarrollo de este sistema se tuvieron que sortear numerosos problemas referentes a la reflexión de las ondas de radar sobre la superficie (problemas similares a los que se encuentran en el desarrollo de aeronaves furtivas o stealth). Las pruebas del sistema Planeta a bordo de un Mikoyan MIG-17 indicaron que las estimaciones iniciales sobre la reflectividad de las ondas de radar estaban erradas por varios órdenes de magnitud.

La ignición del Block E era automáticamente comandada por el sistema Planeta, cuando el LK se encontraba a unos 3 km del punto de contacto. Después de eliminar la componente vertical de la velocidad, la maniobra final de descenso era llevada a cabo por el cosmonauta. En el descenso, el motor del Block E funcionaba a 850 kg de empuje. El apagado del mismo era comandado automáticamente por este sistema de radar.

El Diseñador Jefe del OKB-1, Mishin, permitía solamente 280 kg de reserva de propergoles para toda la maniobra de descenso. Esta restricción prolongó el desarrollo del sistema Planeta. En 1967 Yangel informó al Comité de Diseñadores Jefe que él no podía preparar dos landers lunares hasta 1971.

El LK estaba equipado con un sistema de guiado automático desarrollado por el bureau Pilyugin. Aunque este bureau tenía experiencia en la fabricación de sistemas de guía para cohetes, necesitó para el LK aplicar nuevas ideas. Así nació el SAU (siglas en ruso de Sistema de Guiado Automático). El SAU controlaba a la nave en todas las fases del vuelo: descenso a la superficie lunar, maniobras horizontales durante la flotación, ascenso y acople. El "corazón" del sistema era la computadora de a bordo llamada BTsVM. La misma realizaba
20 000 operaciones por segundo, y era alimentada con información recibida en tres canales redundantes (en paralelo) de datos. Luego de procesados los datos, la computadora emitía los correspondientes comandos a todos los sistemas del LK. Las fuentes de datos más importantes eran: la plataforma giroestabilizada en los tres ejes (la cual establecía la orientación de la nave), el sistema de radar Planeta (que como se dijo con anterioridad medía la velocidad y la altitud del LK con respecto a la superficie), y el colimador del dispositivo de guiado del descenso. El sistema incluía también al sistema de guiado semi-automático PSU, para las maniobras horizontales y control de la velocidad del LK en el acople, y el sistema de guiado manual RSU, el cual permitía al cosmonauta controlar manualmente el descenso. El RSU consistía de un dispositivo colimador para designar al punto de descenso, y de controladores manuales de dos canales para la orientación del LK y para el control proporcional de la velocidad horizontal. Durante la maniobra de descenso el piloto podía observar el blanco seleccionado sobre la retícula del sistema, y eventualmente lo podía cambiar.

Durante el desarrollo del LK, una de las principales dificultades que tuvieron que resolver los ingenieros del proyecto, fue conseguir que el Centro de masas (Cm) de la cabina se ubicara sobre el eje del empuje. El Cm no se podía separar más de 3 cm del eje del empuje, o el vuelo estable del LK no sería posible... . Este requerimiento dictó el diseño de los tanques de propergoles del bloque impulsor Block E, y el Sistema Integrado de Orientación; requería el desarrollo de restricciones especiales para el cosmonauta en la cabina; y dictaba la ubicación del equipo en el exterior del LK. Por ejemplo, durante el desarrollo las pesadas baterías fueron continuamente cambiadas de posición.

Cuando los diseños finales fueron revisados, su suscitó una fuerte disputa entre los equipos de Yangel y Korolev por una diferencia de 12 kg en la masa total del LK. Este hecho fue usado por el bureau de Korolev para cuestionar todo el diseño del LK. Tras un frenético estudio, se pudo determinar que esta diferencia estaba relacionada con el cálculo del gas inerte empleado para presurizar los tanques de propergoles.

Diversas maquetas y módulos de ensayos se usaron durante el desarrollo:

• Maqueta para procedimientos de salida. Ésta fue la primer maqueta.
• Módulo para ensayos eléctricos para corroborar la lógica y los algoritmos de los sistemas de control.
• Maqueta eléctrica.
• Maqueta de ensayos ambientales del Block E. La misma fue probada en cámaras especiales ambientales de vacío/insolación. También se la usó para estudios de balance térmico.
• Maqueta para pruebas de antenas.
• Tres unidades Block E para pruebas de encendido.

El diseño del sistema de descenso y el entrenamiento de los cosmonautas, fueron realizados en un helicóptero especialmente modificado Mil Mi-4, en módulos experimentales, y en diversos simuladores.

Al final del desarrollo, éstas eran las especificaciones del LK:

Peso al lanzamiento ............................ 5 560 kg
Vehículo de lanzamiento ..................... Soyuz, N1
Altura .................................................. 5,2 m
Diámetro de la Cabina ........................ 2,3 m x 3 m (estimado)
Envergadura (LPU desplegado) .......... 4,5 m (estimado)
Volumen habitable .............................. ~ 5 metros cúbicos (estimado)
# tripulantes ....................................... 1