为满足东风一号战术技术指标要求，提出的配套预研课题有总体方案研究，液体火箭发动机，推进剂箱增压方案，发动机的推力、混合比和推进剂剩余量的控制问题，摆动发动机的结构研制，用摆动发动机方案后引起的稳定问题，燃气舵研制，弹上控制及测量仪器，重复电路，测试自动化，底部防热，推进剂晃动问题，大型箱体的研制，弹头防热，与飞行试验的有关问题和各种材料的研究等。
1963年10月，国防部五院向国防科委提出研制射程为2000-2500千米中程导弹的设想。具体进展是，1964年完成方案论证，确定战术技术指标。1964年3月，总参谋部和国防科委颁发了经中央军委批准的各种导弹、火箭的命名和代号编排方法，将原东风一号改称为东风三号。4月22日，国防部五院任命林爽、屠守锷为东风三号中程导弹正副总设计师，要求1965年6月完成方案设计，争取1970年前后研制成功。
经过两年多的预研，中程导弹取得了重大进展，主要表现在以下几个方面：
第一，5D10发动机单项研制取得进展。1960年4月，确定采用红烟硝酸和混胺作为5D10发动机推进剂之后，就开始了各项研究与设计工作。1962年底至1963年上半年相继建成了液体火箭发动机水力试验室、涡轮泵热试验室和介质试验室，为解决燃气发生器低频燃烧不稳定等一系列技术问题创造了必要条件，也为发动机全系统试车创造了条件。1964年11月建成了三号试车台。
在此期间，211厂还从工艺上解决了大批量喷嘴的加工问题，攻克了波纹板成型和真空钎焊等技术关键。1963年初，生产出第一台平头波纹板钎焊身部的推力室，为创造大型发动机奠定了工艺基础。最为突出的是初步攻克大型液体火箭发动机燃烧不稳定的问题。5D10发动机推力室最初采用的是结构尺寸相同的双组元外混合离心式喷嘴。推力室内流强大致均匀分布，没有采取任何抑制高频燃烧不稳定的特殊措施。1963年2月，在进行首次推力室挤压式试车时，启动后仅1秒钟推力室头部即遭到严重破坏。在改善、调整充填时间和启动程序之后，推力室仍接连发生不同程度的破坏。根本原因是高频燃烧不稳定。于是改变头部喷嘴结构，从排列入手寻找解决问题的途径。到1964年6月，先后用不同的头部方案进行了70多次试验。最后选择了“液相分区”头部的方案，有效地解决了横向高频燃烧不稳定问题。
与此同时，肼类燃料，特别是偏二甲肼毒性的研究也有了进展。经试验证明偏二甲肼虽有毒性，但完全可以预防。这样推进剂最终定为红烟硝酸和偏二甲肼。1964年6月，正式开展东风三号发动机的研制工作。
第二，突破高精度惯性器件难关。为了保证东风三号具有高的命中精度，对惯性器件的精度提出了较高的要求。为此，研制高精度惯性器件，就成了预研的重点课题。1961年，惯性器件设计部门即着手开展研制高精度的陀螺积分仪。它与电解积分仪相比，不仅结构紧凑、牢固、精度高、可靠性好，而且可以有效地缩短发射前的准备时间。
在陀螺积分仪的研制中，对视速度补偿机构、双向脉冲装定机构和陀螺马达等都做了很大的改进，从而提高了陀螺积分仪的精度，有效地减少了由振动引起的误差。经过几年的攻关、试验和不断的改进，到1964年，已研制出了基本满足中程导弹制导要求的陀螺积分仪模型样机。中程导弹的横向控制是控制导弹横向速度的。经过反复研究后，决定在垂直陀螺仪的外环上装上一个横向加速度表，即通称为“背表”方案。这样横向加速度表输出的横向加速度信号，可直接用于横向制导而不必再经过坐标转换，从而使制导系统变得简单，提高了可靠性。但由于垂直陀螺仪外环上增加了负载，就加大了干扰力矩，加大了漂移，降低了陀螺仪的精度。为了解决这种负效应，科技人员在陀螺仪设计中，采用YM-16高速马达来提高角动量，降低漂移率，提高陀螺仪的精度。
