Leduc 0.20 - экспериментальный истребитель-перехватчик, разработанный французским конструктором Рене Ледюком на базе самолета Leduc 0.10. Опытный самолет, у которого вместо дополнительных двигателей на концах крыла были топливные баки, получил обозначение 0.20. Он подвергался исследованиям до января 1954 г., после чего был передан в музей. В начале 1953 был построен четвертый самолет этой серии (обозначенный Leduc 0.21-01), а год спустя - пятый (021-02). Летные испытания этих самолетов с работающими ПВРД были проведены соответственно 7 апреля 1953 года и 1 марта 1954 г. После окончания первого этапа летных испытаний на самолете 0.21-01 внутри ПВРД был установлен турбореактивный двигатель Marbor II тягой 3,73 кН . Он должен был обеспечивать необходимую тягу во время взлета, посадки и на переходных режимах полета. Все эти дозвуковые самолеты строились в виде среднепланов с прямым крылом, имели скорость до М = 0,85 и стартовали с самолета-носителя, роль которого выполнял модифицированный четырехдвигательный пассажирский самолет Languedoc 8Е161. Посадка осуществлялась при помощи выпускаемого двухколесного шасси велосипедного типа с малой базой и дополнительными опорами на концах крыла и в хвостовой части. Последним самолетом из этого семейства был Leduc 0.22, который разрабатывался как легкий сверхзвуковой истребитель-перехватчик.

Работы над этим самолетом были начаты в 1952 г, а к созданию опытного образца приступили в 1953 г. Ввиду того что строительство этого самолета затянулось, его летное испытание было проведено лишь 26 октябре 1956 г. На первом этапе летных испытаний использовался лишь турбореактивный двигатель. Первый полет самолета с ПВРД был совершен в 1957 г. После завершения испытаний все работы над самолетом с ПВРД были прекращены.

Leduc 0.22 представляет собой построенный по классической схеме среднеплан со стреловидным крылом (стреловидность по передней кромке 35°, относительная толщина профиля 5° о), установленным под положительным поперечным углом. Крыло оснащено элеронами и простыми закрылками. Горизонтальное оперение выполнено в виде управляемого стабилизатора, плоскости которого имеют небольшое отрицательное поперечное V. Вертикальное оперение - классическое, стреловидное, с рулем направления. Носовая часть фюзеляжа (вместе с кабиной пилота) выполнена в виде конуса с изломом образующей, а остальная часть - в виде цилиндра длиной ~ 11,8 м и внешним диаметром ~ 2м - образует кожух прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Шасси - трехстоечное, с одинарными колесами. Главные стойки убираются в крыло, а передняя - в нишу фюзеляжа за кабиной пилота. В кабине, имеющей остекление по всему контуру, пилот занимает положение лежа (полулежачее - в опытных образцах дозвуковых самолетов). В аварийных ситуациях пилот сначала осуществляет отделение кабины от самолета и опускается в ней на парашюте до момента достижения безопасных высоты и скорости. Затем он обычным способом покидает кабину и приземляется на собственном, индивидуальном парашюте.

На самолете используется комбинированная силовая установка, состоящая из турбореактивного двигателя Atar 1010-3 фирмы SNЕСМА тягой 26,47 кН и прямоточного воздушно-реактивного двигателя. ТРД установлен вдоль оси самолета внутри ПВРД и используется во время взлета и разгона до момента запуска прямоточного воздушно-реактивного двигателя при М ~ 0,4 (двигатели дозвуковых самолетов запускались при скорости ~ 340 км/ч, развиваемой самолетом-носителем Languedoc). Топливо размещается в крыльевых кессон-баках и в кольцевом баке, образуемом внешней и внутренней (кожух ПВРД) обшивками фюзеляжа.

Модификация	Leduc 0.22
Размах крыла, м	10.00
Длина, м	17.00
Высота, м	4.50
Площадь крыла, м2	22.40
Масса, кг
пустого самолета	6000
нормальная взлетная	11000
Топливо, л	4200
Тип двигателя	1 ТРДД SNECMA Atar 1010-3
Тяга взлетных, кН	1 х 26.47
Максимальная скорость , км/ч	4000
Продолжительность полета, ч	0.15-1
Практический потолок, м	25000
Экипаж, чел	1