W latach 1934- 1935 praco­wnicy naukowi Politechniki Lwowskiej: prof. inż. Stanisław Łukasiewicz i prof. Zbigniew Leliwa-  Krzywobłocki prowadzili wstępne prace nad zastosowaniem rakiet pro­chowych jako środka napędowego w lotnictwie. Przeprowadzili wówczas badania na modelach szy­bowców w ramach prac naukowo- badawczych Laboratorium Aerody­namicznego Politechniki Lwowskiej, zbierając bogaty materiał doświad­czalny. W 1935 r. za podstawowy do badań laboratoryj­nych i terenowych przyjęto mo­del szybowca ITS-8.

Na bazie tego modelu przebadano i opracowano: konstrukcję rakiet, dobór materiałów pędnych, przeba­dano ciąg i sprawność rakiet napę­dowych. Opracowano metody i przebadano start szybowca z płas­kiego terenu za pomocą rakiety prochowej, start szybowca ze zbo­cza, start motoszybowca z rakietą z terenu płaskiego, start na wyso­kość, start szybowca do lotu cią­gowego (do holu), lot poziomy z pomocą rakietową, lot ślizgowy, lo­ty motoszybowca z rakietą na termice kominowej itp.

W budowie rakiet napędowych stosowano następujące materiały: proch czarny, proch bezdymny nitroglicerynowy, proch artyleryjski prętowy, kwas pikrynowy, proch z rakiety okrętowej typu Coston’a, proch pistoletowy nr 3 Dupont, bezdymny proch Infallible oraz żelatynę wybuchową.

W kwietniu 1936 r. prof. inż. S. Łukasiewicz i prof. Z. Leliwa-  Krzywobłocki zgłosili w Urzędzie Patento­wym Rzeczypospolitej Polskiej pa­tent pt. Sposób uzyskiwania sił napędowych (sil reakcyjnych) przy pomocy rakiet prochowych lub z innych materiałów wybuchowych do bezpośrednie­go napędu maszyn lotniczych. Został za­rejestrowany w Urzędzie Pa­tentowym pod numerem P49629. Zastrzeżenia patentowe obejmo­wały między innymi zastosowanie rakiet prochowych do napędu szy­bowców i motoszybowców. Wnioski z badań opublikowane zo­stały również w Biuletynie Instytutu Techniki Szybownictwa, który uka­zał się w Lwowskim Czasopiśmie Lotniczym Nr 2(10) z października 1936 r.

W 1937 r. przystąpiono do doświadczeń na oryginalnym motoszybowcu. W tym celu przebudowano układ ITS-8, przystosowując tylną część kadłuba do zabudowy rakiety pomocniczej. Wzmocnieniu uległa płoza i zawie­szenie kółka kadłuba, ponadto wzmocniono zawieszenie i podpar­cie płata. Motoszybowiec z pomocniczym rakietowym napędem otrzymał oznaczenie ITS-8R.

W motoszybowcu zamontowano słabszy silnik JS-4 o mocy 5,9- 6,6 kW konstrukcji J. Szabłowskiego. Planowano zastosowanie ra­kiet pomocniczych o różnych wielkościach i wymiarach ładunku prochowego: średnica od 51 do 150 mm, długość do 400 mm, masa do 72 kg, ciąg rakiety od 10,5 do 200 kG.

Program prób przewidywał powtórzenie peł­nego programu doświadczeń prze­prowadzanych dotąd na modelach. O próbach ITS-8R i uzyskanych wynikach brak danych. Prawdopodobnie  projekt zarzucono jako mało praktyczny.

Konstrukcja:
Jednomiejscowy zastrzałowy górnopłat z dwiema belkami ogonowymi i pchającym śmigłem o konstrukcji drewnianej.
Płat dwudzielny, jednodźwigarowy ze skośnym dźwigarkiem pomocniczym oraz na odcinku między tylnymi okuciami belek ogonowych z tylnym dźwigarkiem pomocniczym. W miejscach mocowania belek ogonowych mocne żebra skrzynkowe. Dźwigar skrzynkowy. Keson kryty sklejką. Zadźwigarowa część płata kryta płótnem. Płat podparty dwiema parami zastrzałów, przy czym pierwsze zastrzały przejmowały siły z płata, a drugie zastrzały z belek ogonowych. Lotki wychylane różnicowo, kryte płótnem. Szczeliny przysłonięte sklejką.
Kadłub składał się z kabiny i dwóch belek ogonowych. Kabina o kształcie kroplowym, półskorupowa z pokryciem ze sklejki, usztywnionym wręgami. Nos kadłuba z blachy aluminiowej. Belki ogonowe o konstrukcji dźwigara skrzynkowego, ze świerkowymi pasami i rozporkami. W płaszczyźnie poziomej belki usztywnione przez wykrzyżowanie drutami. Kabina zakryta.
Stateczniki kryte sklejką, stery płótnem.
Podwozie płozowe. Nieco przed środkiem ciężkości szybowca dodatkowe kółko, wystające do połowy w stanie wysuniętym i całkowicie kryjące się za płozę w stanie schowanym.

Silnik- JS-4 o mocy 5,9- 6,6 kW (8- 9 KM), śmigło pchające. Pomocniczy silnik rakietowy o ciągu od 10,5 do 200 kG zamontowany w tylnej części kadłuba. Max czas pracy silnika- 314 s.

Dane techniczne ITS-8R, masy i osiągi- dane obliczeniowe (wg [2]):
Rozpiętość- 13,6 m, długość- 6,4 m, powierzchnia nośna- 16,9 m².
Masa własna- 180 kg, masa całkowita- 270 kg.
Prędkość max chwilowa z rakietą- 160 km/h, pułap- 1500 m, rozbieg- 50- 200 m (w zależności od użytej rakiety).