Ледюк свои первые работы над прямоточными воздушно-реактивными двигателями начал еще в 1929 г., а первый опытный самолёт сконструировал в 1937 г. Однако строительство первого опытного образца «Leduc» 010-01 было завершено лишь в 1945 г. Первый планерный полёт был осуществлен 19.11.1946 г., а испытания самолёта с работающим двигателем — 21.04.1949 г. «Leduc» 010 был первым пилотируемым летательным аппаратом с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, реализованным в соответствии с идеей так называемого моноблочного самолёта, в котором силовая установка является не отдельным узлом, а частью конструкции планера. Этот самолёт во время полёта на высоте 11000 м достиг скорости 808 км/ч при тяге двигателя, составляющей лишь половину расчетной.

В марте 1950 г. был построен второй опытный экземпляр Leduc 010-02. Зимой 1951/52 г. оба опытных образца разбились при лётных испытаниях. В феврале 1951 г. был построен третий опытный образец — Leduc 016, дополнительно оснащенный двумя турбореактивными двигателями «Марбор» фирмы «Тюрбомека» тягой 2,94 кН (300 кГ), которые устанавливались на концах крыла. Однако управление тремя двигателями оказалось весьма сложным, а самостоятельный старт самолёта — очень трудным. Опытный самолёт, у которого вместо дополнительных двигателей на концах крыла были топливные баки, получил обозначение Leduc 020. Он подвергался исследованиям до января 1954 г., после чего был передан в музей. В начале 1953 г. был построен четвертый самолёт этой серии (обозначенный Leduc 021-01), а год спустя – пятый (Leduc 021-02). Лётные испытания этих самолётов с работающими ПВРД были проведены соответственно 7.08.1953 и 1.03.1954 г.

После окончания первого этапа летных испытаний на самолёте Leduc 021-01 внутри ПВРД был установлен турбореактивный двигатель «Марбор» II тягой 3,73 кН (380 кГ). Он должен был обеспечивать необходимую тягу во время взлета, посадки и на переходных режимах полета. Все эти дозвуковые самолёты строились в виде среднепланов с прямым крылом, имели скорость до М=0,85 и стартовали с самолёта-носителя, роль которого выполнял модифицированный четырехдвигательный пассажирский самолёт «Лангедок» S.E.161. Посадка осуществлялась при помощи выпускаемого двухколесного шасси велосипедного типа с малой базой и дополнительными опорами на концах крыла и в хвостовой части. Последним самолётом из этого семейства был «Leduc» 022, который разрабатывался как легкий сверхзвуковой истребитель-перехватчик. Работы над этим самолётом были начаты в 1952 г., а к созданию опытного образца приступили в 1953 г. Ввиду того что строительство этого самолёта затянулось, его лётное испытание было проведено лишь 26.10.1956 г. На первом этапе лётных испытаний использовался лишь турбореактивный двигатель. Первый полёт самолёта с ПВРД был совершен в 1957 г. После завершения испытаний все работы над самолётом с ПВРД были прекращены.

Самолёт «Leduc» 022 представляет собой построенный по классической схеме среднеплан со стреловидным крылом (стреловидность по передней кромке 35°, относительная толщина профиля 5%), 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 ~ 2 м — 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 самолётов). В аварийных ситуациях пилот сначала осуществляет отделение кабины от самолёта 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 самолёте «Leduc» 022 используется комбинированная силовая установка, состоящая из турбореактивного двигателя «Атар» 101D-3 фирмы SNECMA тягой 26,47 кН (2700 кГ) и прямоточного воздушно-реактивного двигателя. ТРД установлен вдоль оси самолёта внутри ПВРД и используется во время взлёта и разгона до момента запуска прямоточного воздушно-реактивного двигателя при М~0,4 (двигатели дозвуковых самолётов запускались при скорости ~340 км/ч, развиваемой самолётом-носителем «Лангедок»), Топливо размещается в крыльевых кессон-баках и в кольцевом баке, образуемом внешней и внутренней (кожух ПВРД) обшивками фюзеляжа.

Тактико-технические характеристики Leduc 0.22
Размах крыла, м — 10,0
Длина, м — 17,0
Высота, м — 4,5
Площадь крыла, м2 — 22,4
Масса пустого самолета, кг — 6000
Взлетная масса (норм./макс.), кг — 11000
Объем топливных баков, л — 4200
Удельн. нагрузка на крыло, кг/м2 — 491
Максимальная скорость, км/ч — 4000 (проект.)
Максимальное число Маха — 0,85
Скороподъемность, м/с — 200
Продолжительность полета, мин — 10-60