Le P.1154 avait une longueur de 17,5 mètres, une envergure de 8,5 mètres et une hauteur de 3.8 mètres. L'aile avait une flèche de 41,2 degrés. Le fuselage devait résister à des contraintes de 7.5 g en combat et de 3 g en convoyage. La structure en aluminium et titane était conçue pour une durée de vie de 3000 heures. La large utilisation de l'usinage chimique et des structures en nid d'abeilles collées contribuait à réduire la masse de l'appareil. Le train d'atterrissage en tandem, était conçu pour résister aux contraintes imposées par des cadences de descente de 3 mètres/sec, et utilisait des pneus à basse pression. Les balancines de bout d'aile supportaient une proportion significative de la masse de l'avion afin d'augmenter la stabilité pendant les manœuvres au sol.

Le cœur du P.1154 était son Bristol Siddeley BS100/8 Phase II à poussée orientable, à cette époque le moteur à réaction le plus puissant du monde occidental. Il était installé autour du centre de gravité de l'avion et pouvait être démonté par l'intermédiaire d'un plateau détachable sous le fuselage. Un système de commande électronique contrôlait les fonctions principales du moteur. Les quatre tuyères orientables avaient un angle de 16 degrés par rapport à l'axe du fuselage pour améliorer l'efficacité de la propulsion, avec la paire avant équipée d'un système PCB avec injecteurs à section variable. La température maximale des tuyères avant était de 1100°C, les tuyères arrières atteignant un maximum de 780°C.

Sur le banc d'essai ce moteur avait une poussée d'urgence de 16 200 kgp pendant 20 secondes en utilisant les PCB, la poussée normale étant de 15 300 kgp. L'injection d'un mélange méthanol/eau devait être utilisée pour restaurer la poussée en conditions chaudes et à altitude élevée. Sans les PCB, la poussée était de 11 800 kgp. La consommation spécifique de carburant minimale était réalisée à la poussée de 6500 kgp.

Afin de réduire les risque techniques et financiers, par rapport à la proposition BS.100/9 pour un moteur entièrement nouveau, le BS.100/8 utilisait le compresseur haute pression de l'Olympus. La chambre de combustion annulaire et la soufflante à quatre étages en titane étaient basés sur l'expérience du Pegasus 5. Pour le démarrage du moteur au sol une turbine APU était installée dans l'appareil. Les entrées d'air avaient des lèvres à géométrie variable pour fournir la quantité d'air nécessaire à tous les régimes de vol, les portes d'admission d'air supplémentaires étant ouvertes à basse vitesse.

Un grand aérofrein ventral, monté à l'avant sous le fuselage, agissait aussi comme cloison pour atténuer les phénomènes de ré-ingestion de gaz chaud. La masse à vide du P.1154 était calculée à 9100 kg, la masse en charge maximale à 18 120 kg pour les convoyages, l'appareil ne pouvant plus décoller verticalement à cette masse. Chaque aile portait deux pylônes, pouvant emporter 900 kg d'armement pour l'intérieur et 450 kg pour l'extérieur, alors que le pylône de fuselage pouvait emporter 900 kg, le chargement maximum en arme étant de 3600 kg.

Pour les missions de combat, deux réservoirs pouvaient être emportés sous les pylônes d'aile intérieurs et une perche amovible de ravitaillement en vol pouvait être installé sur l'entrée d'air droite. Le contrôle de l'appareil au décollage et à l'atterrissage était assuré par des buses orientables d'éjection d'air comprimé installées dans les saumons d'aile et le cône arrière. L'air comprimé du système était prélevé dans le compresseur haute pression du moteur.

Pour les missions d'attaque, le P.1154 devait emporter des bombes de 450 kg à faible traînée, des bombes cluster, des réservoirs de napalm ainsi que des roquettes SNEB et le missile antiradar AJ.168. Pour les missions air-air, le P.1154 devait emporter des missiles Red Top sous les pylônes de voilure ainsi que deux canons Aden de 30 mm en nacelle sous le fuselage.

L'avion devait être de manière permanente équipé d'un appareil-photo F.95 dans le nez, en plus de son radar. Ce dernier avait des fonctions d'évitement de terrain et fournissait ses informations sur l'affichage tête haute du pilote et des fonctions de poursuite de cibles aériennes. Les vitesses élevées envisagées à basse altitude ont mené à l'adoption d'un pare-brise d'une seule pièce pour augmenter le champ visuel du pilote vers l'avant. Un siège éjectable zero-zero de Martin-Baker permettait l'éjection à toutes les vitesses.

Le rayon d'action dépendant des conditions atmosphériques et du chargement de l'avion. Pour une mission typique (I.S.A. + 15C au niveau de la mer, charge de 900 kg) et en utilisant un décollage vertical un rayon d'action de 210 nm était envisagé. Avec un décollage court, le plein de carburant interne et une vitesse de Mach 0,92, un rayon d'action de 280 nm était possible.

Avec des réservoirs de combat un rayon de 405 nm était prévu dans les mêmes conditions. Si l'injection d'eau était utilisée en climat tempéré on espérait 25 nm supplémentaires. La vitesse maximum en l'altitude avec PCB allumée était de Mach 1,75, tombant à Mach 1,13 au niveau de la mer (rappelons que le Mirage III V a atteint Mach 2.04 pendant ses essais).

Sources :

Harrier.org