Конструкторским бюро предлагалось несколько вариантов, ни один из которых еще не позволял получить настоящий "легкий перехватчик", программа создания которого была запущена 28 января 1953 года.

Довольно неожиданное применение американского двигателя Westinghouse J-34-W 34 в одном из вариантом проекта может быть объяснено отсутствием в то время у компании Turboméca ТРД с системой дожигания, развивавшего соответствующую тягу. По всей видимости, варианты с применением силовой установки с ПВРД был заброшен достаточно рано. Зато были продолжены работы над вариантами проекта, в которых были использованы исключительно ракетные двигатели, ТРД ATAR и вспомогательный ракетный двигатель и предусматривался вариант с двигателем Vulcain, известным первоначально как ATAR 104. Последние два проекта привели к двум самолетам Durandal, принявшим участие в конкурсе на создание легкого перехватчика.

Тем временем, еще до введения официальными службами жестких требований к максимальному весу, в компании SNCASE тщательно оценивали характеристики варианта проекта X-212, оснащенного исключительно турбореактивным двигателем.

Для достижения высоких летных характеристик в то время было очень важно значение удельной тяговооруженности. Следовательно для их достижения самолет должен был быть оснащен одним двигателем Vulcain или двумя ATAR; ТРД в каждом из вариантов оснащались системой дожигания.

Первоначально X-212 с ТРД Vulcain появился в виде проекта самолета с фюзеляжем круглого поперечного сечения и треугольными (с острыми законцовками) крылом и оперением. Позднее этот переработанный вариант привел к опытному истребителю SE 212, фюзеляж которого имел плоские стороны, а крыло и киль закругленные законцовки. В 1953-54 годах проект X-212 с ТРД Vulcain стал тем, что было названо большим "дюрандалем", поскольку размах крыла должен был составлять 9,44 метров, а не 7,44 метров, как ранее. С двигателем, развивавшим на форсаже тягу 6100 кгс, и взлетным весом 7360 кг на высоте 11000 метров максимальная скорость ожидалась M = 1,62, что в те годы было выдающимися показателями.

Попутно можно отметить один очень интересный вариант данного проекта был использован в ходе разработки компанией Sud-Est штурмовика SE 5000 Baroudeur, одна из промежуточных версий которого обладала треугольным крылом, новым фюзеляжем с треугольным поперечным сечением с закругленными углами. Горизонтальное оперение, установленное достаточно низко, и острый нос с боковыми воздухозаборниками существенно изменили внешний вид этого самолета, чьим главным новшеством, впрочем, было шасси с подфюзеляжными полозьями и вспомогательными подкрыльевыми стойками, расположенными на середине размаха консолей и убиравшимися внутрь обтекателей. Характеристики были немного ниже, чем у варианта с колесным шасси, и в горизонтальном полете максимальная скорость должна была составлять M = 1,40.

Тем не менее, на тот момент времени никто не мог гарантировать будущего двигателя Vulcain, и потому в компании SNCASE благоразумно был выбран двухмоторный вариант.

Вариант проекта X-212 с ТРД ATAR был разработан в 1951 году с "острыми законцовками". Два двигателя ATAR 101 F были установлены бок о бок в фюзеляже с поперечным сечением 2,34 × 1,64 метра; воздухозаборники для двигателей были боковыми. Этот самолет должен был иметь взлетный вес в районе 10 тонн, максимальную общую тягу 8000 кгс и обладать хорошими летными характеристиками (скорость ожидалась не ниже M = 1,5). К сожалению для компании Sud-Est этот самолет был слишком тяжелым, чтобы соответствовать опубликованным 28 января 1953 года требованиям программы создания легкого перехватчика. Что касается двигателя Vulcain, то вскоре программа создания этого двигателя была закрыта официальными службами. Таким образом, руководство компании SNCASE было вынуждено отказаться от своих чрезмерно амбициозных проектов, таких как большой Durandal и X-207.

В 1952 году компанией Sud-Est был разработан "химический" вариант проекта X-212, представлявший собой среднеплан с треугольным крылом, законцовки которого были заостренными, и длинным фюзеляжем снарядообразной формы (размах крыла составлял 6,80 метров, длина 12,40 метров). Топливная система самолета должна была состоять из девяти больших цилиндрических баков с топливом и окислителем (фуралин и азотная кислота); в фюзеляже должна была размещаться автоматическая пусковая реактивная установка с боезапасом из 20 ракет. Кабина пилота у самолета должна была быть герметичной и сбрасываемой; фонарь кабины должен был состоять из установленных под углом двух плоских панелей. Тяга обеспечивалась двумя ракетными двигателями, один из которых работал бы на пониженной мощности и использовался бы при возвращении на базу. Для посадки должна была использоваться система из одного или двух полозьев [2].

В соответствии с требованиями программы создания легкого перехватчика "химический" вариант проекта X-212 был серьезно переработан в сторону облегчения; одним из результатов стало уменьшение длины фюзеляжа до 9,42 метров. Одновременно предназначенный для посадки маломощный ракетный двигатель был заменен на предназначенный выполнять ту же задачу ТРД Marboré II с тягой 400 кгс. Тяги этого двигателя было недостаточно для старта, но должно было хватить для возвращения на базу и для посадки.

Этот проект, известный как SE 212C Durandal, был оказался достаточно успешным и вместе со своим конкурентом SNCASE (Sud-Ouest) SO.9050 Trident II был официально принят в число участников конкурса. SE 212C Durandal сохранил крыло и вертикальное оперение предыдущего варианта, но законцовки не были заостренными. Конструкция самолета была аналогична "дюрандалю" с турбореактивным двигателем. В фюзеляже располагались два бака с фуралином емкостью 470 литров и два бака с азотной кислотой объемом 648 литров; большая часть необходимой кислоты размещалась в двух сбрасываемых баках, подвешиваемых под крыло и имевших емкость 770 литров. Также в фюзеляже размещался 120-литровый бак с керосином для работы вспомогательного ТРД. Основу силовой установки составлял ракетный двухкамерный двигатель SEPR 48 с тягой каждой из них по 1500 кгс. Турбонасосы самолета работали при помощи пара, подаваемого от генератора, также работавшего на фуралине.

Турбореактивный двигатель Marboré II должен был размещаться ниже и сзади основного ракетного двигателя; топливо к ТРД должно было поступать с помощью гидравлических насосов. Система подачи топлива могла работать и от электрического насоса. Ракета класса воздух-воздух AA 20 устанавливалась под обтекаемым гагротом, установленным в нижней части фюзеляжа. Этот состоявший из трех частей гагрот своей внешней частью представлял собой посадочную лыжу, в то время как внутри него находились трубопроводы ракетного двигателя.

Группа из пяти ракетных двигателей STRIM (тяга 18750 кгс в течение двух секунд) позволила бы запускать самолет с установленной под углом направляющей подобно тому, как были протестированы механизмы тактической крылатой ракеты наземного базирования SE 4200: на две решетчатые фермы были установлены направляющие; длина направляющих составляла 12 метров угол наклона к горизонту был 20°. В течение первых двух секунд среднее ускорение составляло 3,7 g (максимально допустимое значение 5 g) и самолет через десять секунд достиг бы скорости 360 км/ч. Тормоза должны были автоматически блокировать самолет в случае, если сигнал "старт" ракетам STRIM дан не был.

После посадки на полоз самолет должны были восстановить и по аналогии со штурмовиком Baroudeur перевезти на грузовике; для перевозки перехватчика было достаточно и автомобиля повышенной проходимости. В свою очередь конкурент SO 9050 Trident II/III обладал преимуществом в виде классического взлета и посадки и не требовал затрат на производство рампы и размещения на ней. Кроме того, необходимость постоянно перед посадкой сбрасывать дорогостоящую ракету было довольно хлопотной. Отказ от SE 212C Durandal II не был ударом для компании SNCASE, поскольку в рамках программы создания легкого перехватчика были заказаны два прототипа SE 212 Durandal с турбореактивными двигателями и классическими шасси. Таким образом, новые "дюрандали" должны были конкурировать с машинами компаний SNCASO (SO 9050 Trident II) и Dassault (Mirage I и II).

После нескольких лет проб и ошибок командование ВВС Франции (l’Armée de l’Air) опубликовало требования к программе легкого перехватчика, согласно которым это должен был быть самолет:

• обладающий взлетным весом менее четырех тонн;
• имеющий практический потолок 15000 метров;
• способный летать со скоростью M = 1,3 и за четыре минуты догонять самолет противника, летящий на расстоянии 25 километров со скоростью M = 1,0;
• нести взрывное устройство (ракету класса воздух-воздух) весом 200 кг;
• способный возвратиться на базу, ожидать посадки в течение пяти минут и сесть на скорости не более 180 км/ч.

Акцент в разработке должен был быть сделан на возможности использования создаваемыми самолетами "неподготовленных площадок малых размеров"; при этом сами машины имели бы небольшой вес и малую стоимость.

В качестве силовой установки были приняты турбореактивный двигатель ATAR 101 модификации F или G для использования на "крейсерском режиме" (тяга 1350 кгс в форсажном режиме) и твердотопливного или жидкостного ракетного двигателя (тяга 1500 кгс).

Новая программа возбудила воображение инженеров. Прошедшие конкурсный отбор семь проектов шести различных авиастроительных компаний продемонстрировали широкий спектр аэродинамических решений и новых конструктивных методов, среди которых были механически обработанные конструктивные элементы и металлические сотовые конструкции. Комбинации двигателей в силовых установках также были разными… Из семи проектов было заказано изготовление только трех типов: Dassault Mirage I и II, SO 9050 Trident II и III и SE 212 Durandal.

Первоначально проект X-212 с турбореактивным двигателем рассматривался в компании Sud-Est в качестве экспериментального и шага в направлении SE 212C с ракетными двигателями. Отказ от последнего сделал X-212 с турбореактивным двигателем основной ставкой компании SNCASE.

Это был компактный летательный аппарат с силовой установкой, состоявшей из оснащенного системой дожигания ТРД ATAR и дополнительно устанавливаемого ракетного двигателя. Фюзеляж имел сплющенное овальное сечение с наклонными сторонами и лобовым воздухозаборником (т.н. воздухозаборники Пито [entrée d’air " Pitot "]). Крыло и киль сохранили первоначальную конструкцию: треугольные с более-менее округлыми законцовками. Общая конфигурация, равно как и некоторые узлы, были разработаны в 1952-53 годах незадолго до конкурса:

• утолщение корневых частей крыла с удлинением "верхушки" передней кромки, рассмотренное в то время. Это техническое решение облегчало уборку колес основных стоек шасси внутрь крыла, но в то же самое время влекло нежелательное разделение кессона крыла. Впоследствии уменьшение колеи основных стоек шасси с новой их кинематикой (колеса поворачивались вокруг своей оси, а сами стойки убирались внутрь фюзеляжа с поворотом вперед) позволили избавиться от данных утолщений;
• фюзеляж с плоскими вертикально установленными боковыми сторонами;
• лобовой фюзеляжный воздухозаборник из круглого стал овальным и сплющенным как у истребителя-бомбардировщика North American F-100 Super Sabre (но по-прежнему лишенным конуса, генерировавшего косой скачок уплотнения);
• отказ от отделяемой кабины в пользу более традиционного катапультируемого кресла;
• козырек, состоявший из двух прямых стекол, был заменен на состоявший из трех частей, переднее стекло которого имело очень большой наклон;
• заостренные законцовки постепенно были заменены на закругленные эллиптические.

Таким образом, был окончательно принят проект SE-212 Durandal, который после некоторых колебаний был принят. Этот вариант, центровка которого при посадке была слишком задней, был выбран в основном потому, что в руководстве компании Sud-Est было решено сосредоточиться на улучшении посадочных характеристик!

Кроме того, силовая установка в виде двигателя ATAR с форсажем и даже с добавлением ракетного двигателя не вызывала энтузиазма у "экспертов". Тем не менее, как мы знаем, компания SNCASE получила заказ на изготовление двух прототипов.

Тем не менее, Пьер Сатр не стал "замораживать" свою разработку, однако он не смог убедить должностных лиц принять альтернативный, безусловно, более перспективный вариант с боковыми воздухозаборниками, расположенными непосредственно за плоскими боковыми гранями фонаря кабины пилота. Данный вариант проекта "дюрандаля" в процессе дальнейшей эволюции мог получить как полозковое шасси, так и колесное, а также двигатель с системой дожигания Avon или ATAR. Инженеры, работавшие на государственные службы, недальновидно приказали сохранить на двух прототипах воздухозаборники Пито без конуса, генерировавшего косой скачок уплотнения. Возможно, вызывает сожаление тот факт, что компании SNCASE было отказано в изменении конструкции прототипа; новые конструкция и внешний вид позволили бы машине достигать более высоких скоростей (M = около 2).

Тем не менее, появившийся в 1956 году "дюрандаль" был очень красивой машиной с агрессивным внешним видом, который подобает истребителю!

Крыло самолета было треугольным с закругленными законцовками, имело относительную толщину 4,5% и стреловидность по передней кромке 60°. Силовой набор крыла состоял из расположенного перпендикулярно фюзеляжу многокамерного кессона, включавшего в свой состав пять основных лонжеронов и излишне толстую обшивку. Кессон был разделен на три части, образовывавших герметичные резервуары. Расположенный под углом к фюзеляжу вспомогательный лонжерон формировал переднюю кромку крыла.

Управление по высоте и поперечное управление осуществлялось посредством элевонов с сервоприводом. Каждый из элевонов, занимавший всю заднюю кромку консоли крыла, был разделен на четыре части. Законцовки крыла были съемными.

Киль (стреловидность 60° по передней кромке) имел аналогичную крылу конструкцию, но кессон был расположен под углом к фюзеляжу в целях избежать неустойчивого положения руля направления. Консоли крыла и киль крепились к фюзеляжу при помощи болтов, распределенных по периметру кессонов. Поперечные силы передавались посредством цапф, установленных на стенках лонжеронов. Усилия передавали на фюзеляж значительный крутящий момент.

Центральная часть фюзеляжа была классическим монококом, построенным вокруг многочисленных шпангоутов. Оснащенная воздушными тормозами задняя часть фюзеляжа была быстросъемной для обеспечения как доступа к двигателю, так и для его установки и демонтажа. Передняя часть фюзеляжа начиналась кромкой воздухозаборника. Также фюзеляж был оснащен створками для противодействия помпажу и подпитки двигателя.

Основные и передняя стойки шасси убирались в фюзеляж, уборка передней стойки выполнялась ее поворотом назад. В качестве основной силовой установки использовался двигатель SNECMA ATAR 101 F. Ракетный двигатель SEPR 65, установленный в съемный обтекатель и развивавший тягу 750 кгс, мог дополнительно подвешиваться под фюзеляжем. Также под фюзеляжем могла быть подвешена ракета AA 20 или Matra R 052.

В то время изучалась возможность замены комбинации "ракетный двигатель - ракета воздух-воздух" контейнерами с другими видами вооружения: автоматическая пусковая установка 68-мм неуправляемых ракет SNEB (24 НУРС) или двумя 30-мм пушками DEFA с боезапасом по 120 снарядов на ствол.

Постройка двух прототипов шла с такой большой задержкой, что в конце 1954 года государственных службы грозились расторгнуть контракт. Тогда казалось, что компания Sud-Est большую часть своих усилий направляла на реализацию программы пассажирского самолета Caravelle.

Тем не менее, 20 апреля 1956 года первый прототип под управлением летчика-испытателя "Тито" Мауланди (" Tito " Maulandi) поднялся в воздух. Первый полет с дополнительным ракетным двигателем был выполнен 19 декабря этого же года.

Между тем ТРД ATAR 101 F был заменен на двигатель модификации G, при этом тяга возросла с 3800 до 4400 кгс.

Первый полет второго прототипа состоялся 30 марта 1957 года. Еще до первого полета рулежечные испытания показали наличие проблем с вибрациями (резонанс тормозов и шасси) и управлением (плохая балансировка), что привело к плохому первоначальному впечатлению от самолета. Затем в ходе летных испытаний была обнаружена недостаточная жесткость кессона крыла, но после неизбежных изменений и улучшений деталей конструкции самолета летные характеристики были признаны соответствующими требованиям:

• на дозвуковых скоростях управление по высоте оставалось несколько мягким;
• хорошее поведение самолета на трансзвуковых скоростях;
• хорошая продольная устойчивость после установки системы автоматической коррекции;
• хорошая поперечная устойчивость;
• отличные воздушные тормоза.

Летные характеристики также были превосходными: без применения ракетного двигателя на высоте 12300 метров была достигнута максимальная скорость M = 1,36, а с дополнительным ракетным двигателем максимальная скорость на высоте 11800 метров составила M = 1,57. Максимальный потолок, достигнутый первым прототипом с применением ракетного двигателя, составил 16500 метров (54000 футов) .

На сверхзвуковой скорости M = 1,26 самолет "держал" коэффициент нагрузки 3,35. На скорости M = 1,41 машина выполняла бочку за четыре секунды. Однако испытания, проведенные в 1957 году в испытательном центра ВВС (Centre d’expériences aériennes militaires - CEAM), продемонстрировали довольно посредственное поведение на малых высотах, что привело бы к серьезным проблемам в дальнейшем в случае выбора самолета в качестве универсального истребителя.

Еще одна особенность самолета вызывала беспокойство его потенциальных пользователей: для того, чтобы уменьшить скорость захода на посадку, и тем самым увеличить потенциальные воздействия, центровка самолета намеренно была смещена далеко назад. Поведение самолета за границами устойчивости могло стать очень опасным в строевых частях и считалось, что для полетов постоянно необходим автопилот (само собой разумеется "прозрачный"). Эта передовая технология в то время была, по меньшей мере, преждевременной .

Как было определено в 1953 году программа легкого перехватчика не могла быть реализована без обширной наземной инфраструктуры в виде радиолокационных станций и средств передачи и визуализации данных. Было высказано опасение, что это слишком дорогое оборудование могло быть легко нейтрализовано с помощью электронных мер противодействия или перегрузкой ложными целями. Поэтому было признано желательным обеспечить перехватчику большую дальность действия и обеспечить машину соответствующим оборудованием.

К началу 1956 года прогресс в области аэродинамики и создания силовых установок достигли такого уровня, что скорость на горизонтальном участке полета будет значительно больше значений, предусмотренных программой 1953 года. Представленный компанией Dassault комплект документации на четвертый Mirage (двухместный перехватчик) вызвал шок. Командование ВВС неожиданно для себя осознало, что программа создания легкого перехватчика опоздала на три года от своих зарубежных конкурентов!

В июле 1956 года генеральный штаб французских ВВС начал новую программу создания легкого перехватчика, т.н. программа второго этапа (stade II). Согласно новым требованиям перехват должен был происходить полностью посредством применения бортовой аппаратуры. Пилот самолета должен был "выполнять свою задачу, включая и стрельбу, без необходимости выполнять поиск цели за пределами своей кабины" (в оригинальном тексте требований программы это предложение было подчеркнуто).

Данное требование усилило необходимость оснащения самолета передовой радиолокационной системой управления огнем и другими различными системами для применения самолета в любую погоду. Все это неизбежно вело как к увеличению веса самого самолета, так и запаса топлива, необходимого для выполнения полетов в отсутствие видимости. Силовая установка должна была состоять из мощного турбореактивного двигателя, дополненного ракетным двигателем. В качестве вооружения предусматривалось применение ракеты класса воздух-воздух, которую нужно было запускать по вражескому бомбардировщику с расстояния не менее 10 километров. И, наконец, разрабатываемый самолет должен был действовать с взлетно-посадочных полос длиной не более 1200 метров.

Программа второго этапа была вдохновлена некоторыми данными и документации компании Dassault, и быстрый старт прототипа Mirage III (т.н. Mirage II с одним двигателем) быстро сделал его фаворитом. Для адаптации целей и средств в число задач перехватчика, создававшегося в рамках программы второго этапа было включено выполнение функций фронтового истребителя, задачи легкого тактического истребителя были сняты. Командование французских ВВС планировало, что будет иметь истребитель одного типа, который с установкой вспомогательного ракетного двигателя мог бы действовать на высотах более 20000 метров и в состоянии самостоятельно выполнять часть задач всепогодного истребителя. Поставка машин такого типа ожидалась не позднее 1960 года. Легкий истребитель программы второго этапа должен был стать по-настоящему универсальным самолетом в соответствии с термином, который тогда использовался часто, хотя и неофициально.

Эта программа, выпущенная в 1956 году - примерно во время первых полетов первого прототипа, - резко снижала привлекательность SE-212 Durandal!

Два "дюрандаля" должны были быть модифицированы в соответствии с новыми требованиями. Некоторые вспоминали, что еще во время тестирования в лётно-испытательном центре (Centre d'Essais en Vol - CEV) ходили упорные слухи о завершении программы SE-212 Durandal. В конечном итоге оба прототипа потеряли практическую ценность и закончили свою краткую карьеру в качестве летающих стендов по отработке двигателей компании SNECMA.

Однако руководимое Пьером Сатром конструкторское бюро не теряло времени даром и с учетом требований программы второго этапа разработало производный вариант. Этот проект был известен как Durandal IV. Для размещения топлива и оборудования длина фюзеляжа должна была увеличить на 1,77 метр. Когда в конце 1956 года появились требования универсальности, длина фюзеляжа самолета в целях размещения дополнительного запаса топлива была увеличена на 2,90 метра.

Фюзеляж самолета приобрел бы "осиную талию". Лобовой воздухозаборник должен был получить ударно-волновой конус, представлявший собой корпус для радиолокационной станции подсветки цели и измерения дальности до нее (радиолокационный дальномер) Thompson FF или Dassault Aladin. Крыло самолета было сохранено и усилено. Вертикальное оперение и воздушные тормоза остались бы теми же самыми. Стойки шасси самолета должны были быть усилены. Вооружение должно было состоять из ракеты класса воздух-воздух Nord или Matra. Также планировалась установка производной от ПВРД ракеты SE 4400, который, используя бортовой запас топлива, в момент атаки разгонял бы перехватчик до скорости M = 2,12.

Для выполнения других задач ракета по выбору могла быть заменена топливным баком емкостью 500 литров, пусковой установкой ракеты класса воздух-воздух или воздух-земля или подвесным контейнером с двумя 30-мм пушками DEFA с боезапасом по 120 снарядов на ствол. Последний варрант был рассмотрен и серьезно исследован на прототипах SE-212 Durandal.

Под консолями крыла были размещены два узла подвески, способные выдерживать нагрузку 225 кг.

Силовая установка нового варианта перехватчика должна была состоять из турбореактивного двигателя: ATAR 9 с тягой 6000 кгс или SNECMA M 26 с тягой 7000 кгс; силовая установка могла быть дополнена ракетным двигателем SEPR 65.

Имея запас топлива более чем 2700 литров Durandal IV при скорости M = 0,9 и высоте полета 10000 метров должен был иметь дальность 2700 километров.

Проект Durandal IV был весьма привлекательным. В октябре 1956 года - через несколько месяцев после начала программы второго этапа - документация по проекту была отправлена техническим службам, но в ноябре 1956 года в небо поднялся конкурент из компании Dassault - построенный частично за счет собственных средств компании прототип истребителя Mirage III. Этот истребитель с треугольным крылом имел множество преимуществ перед проектом Durandal IV: нос лучше подходил под установку самых мощных радаров, превосходивших по своим возможностям малогабаритный радиолокационный дальномер, и нес фиксированное вооружение вне зависимости от установки ракетного двигателя.

Помимо всего прочего истребитель компании Sud-Est имел плохую репутацию из-за посредственных характеристик, показанных первым прототипом в ходе испытаний на расположенной в Мон-де-Марсане (Mont-de-Marsan) базе CEAM. Командование ВВС Франции даже в течение некоторого времени считало, что самолеты-бесхвостки и с треугольным крылом не пригодны дна роль фронтового истребителя. Однако даже после того как и Mirage III показал насколько он преуспел в данной роли, в судьбе проекта Durandal IV изменилось мало: он не вызвал никакого интереса, равно как и его вариант Durandal IVM, разработанный для палубной авиации.

Само собой сотрудники компании Sud-Est были возмущены отказом и пытались очернять "махинаторов" из Dassault, в то время в компаниях SNCASO (SO 9500 Trident II) и SFECMAS Nord 1402 Gerfaut) не делали никаких заявлений. Кажется, что в этих компаниях понимали, что Mirage III как никакой другой самолет соответствует требованиям программы.