Ракета MSBS M-1 создавалась на базе двухступенчатой твердотопливной баллистической ракеты «Сапфир», которая разрабатывалась специально для отработки двигателей, системы управления, системы разделения ступеней, головных частей и других узлов баллистических ракет (в том числе и MSBS). В 1961 г. были выделены ассигнования на изучение проблем, связанных с подводным запуском ракет MSBS, В 1962 г. начались лабораторные гидродинамические испытания масштабных моделей.
Проектные работы над MSBS M-1 стартовали в 1963 г, Новизна решаемых задач и отсутствие опыта у разработчиков обусловили значительный срок проектных работ, В 1964-1965 гг. были осуществлены запуски масштабных и натурных макетов MSBS со стационарной подводной установки, а в 1966 г. - запуски макетов с подводной лодки «Жимнот», По конфигурации, конструкции и массе макеты были аналогичны ракете MSBS. В 1967 г. на полигоне Центра CEL, расположенном на Атлантическом побережье Франции, начались запуски экспериментальных образцов ракеты MSBS M-1. Ракета MSBS M-1 создавалась с использованием узлов и агрегатов, предназначенных для ракеты «Сапфир», и тех же технологий, что и наземная БРСД S-2, за исключением второй ступени, разработанной специально. Ракета стартовой массой 18т была выполнена по двухступенчатой схеме. Диаметр корпуса ракеты - постоянный, составлял 1,5 м, общая длина - 10,4 м. Хотя MSBS M-1 представляла собой аналог ракеты SSBS наземного базирования, но была более совершенна: она имела меньшую длину и более мощную боеголовку.
MSBS M-1 состояла из первой ступени Р-10 (РДТТ 904 с топливным зарядом 10т), соединительного отсека, второй ступени Р-4 (РДТТ «Рита» с топливным зарядом 4 т), переходного отсека (отсека системы наведения) и ядерной головной части конической формы. Первая ступень была заимствована от ракеты SSBS, а вторая ступень Р-4 создавалась заново. Корпус маршевого двигателя первой ступени, предложенного фирмой SNECMA, был изготовлен из специальной стали. РДТТ имели по четыре поворотных сопла (разработки SERP), отклонение которых осуществлялось гидравлической системой. Тяга РДТТ достигала 45 т. Двигатель выходил на режим полной тяги в течение 20 мс. Температура в камере сгорания составляла 3500°С, Гарантийный срок хранения РДТТ - несколько лет. Французское смесевое твердое топливо в ракетах MSBS было подобно топливу, применяемому в ракетах США, оно называлось «изолан» и состояло из перхлората аммония, алюминиевого порошка и полиуретанового связующего.
Корпус РДТТ второй ступени (создан объединением Nord Aviation) - стеклопластиковый из усовершенствованного стекловолокна марки Е с удельным весом 2 г/см 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 отверстая 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 MSBS M-1 задействовалась на активном участке траектории и вырабатывала команду на отделение головной часта. Ее характеристики позволяли достичь точности стрельбы (KBО) 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 д;
- точность измерения углов при грубой ориентации - ±8 угловых минут, при точной 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 По мнению военных, этого было достаточно, чтобы наносить удары по крупным площадным целям, какими являлись крупные административно-промышленные центры.
