РДТТ Р-10 1-й ступени MSBS М-1.	РДТТ «Рита-1» II-й ступени MSBS М-1.
РДТТ «Рита-1» (вид на сопло). Виден тороидальный бак для хранения фреона.	Монтаж ГЧ нa MSBS M-1.

Корпус РДТТ второй ступени (создан объединением Nord Aviation) — стеклопластиковый из усовершенствованного стекловолокна марки Е² с удельным весом 2 г/см³ и удельной прочностью в 1,8 раз большей, чем у металлических материалов, используемых для изготовления корпусов ракетных двигателей. РДТТ снабжался одним жестко закрепленным соплом с графитовым вкладышем в критическом сечении. Закритическая часть сопла выполнялась из слоистого материала, армированного угольным волокном. Общий запас смесевого топлива обеспечивал полет на дальность до 2600 км.

РДТТ развивал тягу 18 т (в пустоте) , продолжительность работы двигателя на режиме полной тяги составляла 55 с. Управление по тангажу и рысканию на участке работы РДТТ второй ступени обеспечивалось впрыском жидкости в закритическую часть сопла. Впрыск фреона осуществлялся через 12 отверстий, расположенных группами по три отверстия на угловом расстоянии 90° по окружности сопла. Фреон хранился в тороидальном баке. Система подачи фреона вытеснительная. Управление по крену на участке работы РДТТ второй ступени осуществлялась двумя небольшими РДТТ. Отсечка двигателя по достижении ракетой расчетной скорости проходила в течение 1 мс, для чего использовались шесть отверстий для реверса тяги, расположенные в верхнем днище.

Инерциальная система управления ракеты М-1 задействовалась на активном участке траектории и вырабатывала команду на отделение головной части. Ее характеристики позволяли достичь точности стрельбы (КВО) в пределах 2,3 км. В качестве исполнительных органов системы управления использовались поворотные сопла маршевых двигателей.

В системе наведения ракеты использовались серийные образцы цифровой вычислительной машины и инерционного измерительного блока на основе интегральных схем и микромодулей. Техническим заданием предусматривались следующие требования:
-  уход гироскопов не более 1 град/ч;
-  точность акселерометров несколько десятитысячных g;
-  точность измерения углов при грубой ориентации — ±8 угловых минут, приточной ориентации — ± 10 угловых секунд;
-  отклонение температуры гироскопов и акселерометров от расчетной величины не более нескольких десятых градусов Цельсия.

Ракета оснащалась моноблочной термоядерной головной частью мощностью 0,5 Мт с высокообогащенным U₂₃₅.

 По мнению военных, этого было достаточно, чтобы наносить удары по крупным площадным целям, какими являлись крупные административно-промышленные центры.

Испытания ракет MSBS

В 1961 г. правительство Франции выделило ассигнования на изучение проблем, связанных с подводным запуском ракет MSBS. На эти средства в следующем году начались лабораторные гидродинамические испытания масштабных моделей ракеты, проводившиеся в Согре (близ Гренобля) и в Тулоне.

Масштабные модели в 1/20, 1/9 и 1/3 натуральной величины использовались, соответственно, для испытаний в вакуумных камерах, отработки запуска из-под воды с применением масштабных моделей пусковых труб и выбрасывания из пусковых труб сжатым воздухом. Еще один полигон был возведен в районе г. Бискаррос, расположенном на юго-западе Франции.

Испытания с использованием натурных моделей (без двигателей) первоначально проводились в Ле-Канье (близ Тулона). Модели выбрасывались из пусковой трубы наземной установки для проверки эффективности диафрагмы, закрывающей сверху пусковые трубы ракет MSBS M-1 на подводной лодке. В 1964 г. проводились запуски натурных макетов ракеты MSBS из пусковой трубы подводной установки, находившейся на номинальной глубине погружения. Подводные испытания элементов конструкции баллистической ракеты М-1 проводили специалисты Ракетного испытательного центра ВМС Франции (близ Тулона). Некоторые натурные модели, получившие название «Дофин», несли водяной балласт. После выхода модели на поверхность вода выливалась, и модель вылавливалась для повторного использования. Масштабные модели использовались также для исследования управления ракетой MSBS при возникновении аэродинамической неустойчивости в полете.