Первый полет первого опытного экземпляра самолета (а всего было построено три такие машины) состоялся 5 апреля 1961 года в Истре - пилотировал его летчик-испытатель Жан Коро. Основное назначение наиболее массовой модификации самолета "Мираж" IIIE - нанесение ударов по наземным целям с малых высот в любых метеоусловиях (однако конечная стадия атаки цели может быть выполнена лишь при визуальной видимости) и решение задач всепогодного истребителя-перехватчика.

"Мираж" стал по настоящему многоцелевым самолетом 5 апреля 1961 года, с началом поступления на вооружение модификации IIIE. В то время как IIIC использовался в роли чистого перехватчика, "Мираж" IIIE, был создан не только, как истребитель завоевания превосходства в воздухе, но также мог использоваться для атаки наземных целей не только с обычным бомбовым вооружением, но и используя тактическою ядерную бомбу AN-52.

Самолет "Мираж" IIIE представляет собой развитие самолета "Мираж" IIIC и отличается от него удлиненной на 0.3 м носовой частью фюзеляжа, что позволило поставить кабину перед воздухозаборниками и улучшить обзор в стороны и вниз. Общая длина фюзеляжа увеличилась до 15.02 м. Основные стойки шасси тоже были сдвинуты вперед для размещения под фюзеляжем атомной бомбы массой 450 кг или топливного бака. Два внутренних крыльевых пилона рассчитывались на подвеску грузов массой до 907 кг с увеличенным запасом топлива во внутренних баках и усовершенствованным оборудованием. Первый полет опытного самолета "Мираж" IIIE состоялся в 1961 году. На вооружении ВВС Франции находится с 1964 года.

В ВВС Франции самолет стоял как на вооружении истребительных, так и штурмовых эскадрилий. Основным отличием явилось удлинение фюзеляжа на 30 см, с целью размещения дополнительного отсека БРЭО за кабиной фюзеляжа. Длина самолета увеличилась до 15.03 м и база шасси до 4.87 м. Колея шасси не изменилась и осталась 3.15 м, хотя главные опоры были слегка выдвинуты вперед - с целью возможности подвески более габаритных подвесок и первую очередь ядерного боезапаса AN-52. Для нормальной эксплуатации истребителя требуется ВПП с твердым покрытием длиной не менее 2400 м (однако при снижении давления в пневматиках основных колес до 3.5 кгс/кв.см допускается эксплуатация самолета без внешних подвесок с ВПП, покрытой металлическими перфорированными листами).

На "Мираже" ШС воздухозаборники находились ниже уровня фонаря кабины, на "Мираже" IIIE их подняли до высоты петель подвески фонаря кабины пилота. Двигатель на самолете использовался тот же самый - Атар 09C3.

Для обеспечении возможности работы по наземным объектам самолет оснастили новой РЛС Томпсон - CSF "Сирано" II. Мощность одного импульса РЛС самолета составляла 200 кВт. РЛС обеспечивала поиск, сопровождение и перехват воздушной цели, наземной цели, а также обепечивала сканирование земной поверхности. В кабине пилота теперь появился дисплей для пушечной или ракетной атаки воздушной цели, дисплей для атаки бомбами или НУРСами и навигационный дисплей. В случае работы РЛС в пассивном режиме или при введении режима радиомолчания пилот мог получать данные с наземных КП.

Довольно сложное по тем временам навигационное оборудование включало в себя вращающийся магазин с 12 пластиковыми карточками, на каждой из которой были нанесены координаты определенной цели. При полете к цели в те времена предпочтение отдавалось пилоту, а не ЭВМ и поэтому летчик зная координаты цели мог по своему усмотрению выбирать маршрут и направление захода на цель.

Расстояние и пеленги до объекта определялись радионавигационной системой ближней навигации (РСБН) "Такан", индикатор которой находился в кабине пилота. Считывание угла сноса и скорости полета самолета относительно земли производилось ДИСом производства фирмы Маркони, его обтекатель хорошо заметен внизу, на носовой части фюзеляжа.

Четыре подкрыльевых пилона и один под центропланом позволили "Миражу" IIIE нести до 4000 кг боевой нагрузки при массе пустого самолета 7050 кг, имея максимальную взлетную массу 13700 кг.Подвесные топливные баки (ПТБ) RP30 объемом в 1700 л самолет нес на внутренних крыльевых пилонах. Также могли использоваться на внешних крыльевых подвесках баки RP62 емкостью по 500 л. Начиная с самолета №-519 могли использоваться 1500 литровые баки RP30. В дополнении к увеличению внутреннего объема крыльевых баков на 250 л (по 125 л на плоскость) внутренний запас топлива самолета теперь составлял 2940 литров (без использования топливного отсека ракетного ускорителя). С этими изменениями с подвешенной атомной бомбой и двумя подвесными топливными баками RP30 боевой радиус действия самолета по профилю полета на малой высоте составлял 1230 км.

Несмотря на эти изменения с даже с ускорителями SEPR 844, тягой 14.71 кН, более тяжелый "Мираж" IIIE (также поздние модификации МиГ-21 были менее "летучи", чем ранние) отставал от "Мираж" IIIC, достигая 15000 м за 6 мин 50 сек, и развивая скорость в 1.8М. Практический потолок самолета - 17000 м или 23000 м с ракетным ускорителем, максимальная скорость уменьшилась до 2М.

"Мираж" IIIE использовал тактическую атомную бомбу AN-52, мощностью 15 кТ. Устанавливалась она под центропланом. Данный тип подвески использовался в 4-м эскадроне, расположенном Лукселле. Также под фюзеляжем могли подвешиваться ракеты Матра АS30 или Матра АS37 "Мартель", предназначенные для нанесения точных ударов по наземным целям, или ракеты класса воздух-воздух Матра R.530E. На крыльевых пилонах самолет мог нести бомбы, контейнеры НУРС, ПТБ, ракеты воздух-воздух Матра R.550 "Маджик" и/или Филиппс Матра "Пимат" - контейнеры с дипольными отражателями.

Из трех прототипов "Миража" IIIE, первый No.01 взлетел 5 апреля 1961 года. Производство началось с No.401, взлетевшего 14 января 1964 года и закончилась девятью годами позже на No.625. Хотя ВВС Франции, Центру исследования полета было поставлено 183 самолета, необходимо учитывать, что часть из построенных самолетов была посталена зарубежным заказчикам. Самолет стоял на вооружении 2-го истребительного эскадрона в Дижоне, 3-го наземной поддержки в Нэнси, 4-го тактического (с использованием атомной бомбы) в Лукселле и 13-го истребительного в Кольмаре.

Приемники системы сигнализации о радиолокационном облучении Томпсоном - CSF для "Миража" IIIE устанавливались на передней кромке киля. Также на задней кромке киля над рулем направления устанавливались две антенны. Для самолетов 2 и 13-й эскадр, в отличии от 3 и 4-й антенна на передней кромке киля не устанавливалась.

Большинство заказчиков получало самолет в более или менее стандартном варианте, т. о. все различия заключались в количестве антенн. Например Аргентина и Бразилия получили самолеты с антеннами всенаправленного радиомаяка (VOR); Египет и Испания с антеннами системы распознавания "свой-чужой"; Аргентина и Египет получили ВЧ антенны.

Вариант самолета, получивший наименование "Мираж" IIIO и "Мираж" IIIS, отличались от "Миража" IIIE незначительно, то время как некоторые "Миражи" 5 являлись фактически "Миражом" IIIE.

"Мираж" 5PA2 для ВВС Пакистана был оборудован РЛС Томпсон-CSF "Сирано" IVM, установленным на "Мираже" F-1 и способным, производить обзор воздушного пространства, автоматическое сопровождение цели, выдавать команды на автоматический пуск ракет, открытие огня из пушек при ведении ближнего воздушного боя, систему привода самолета "домой", производить обзор земной поверхности, вести наземную разведку, полет в облаках, работать по наземным целям и морским объектам, а также осуществлять полет по маршруту.

"Мираж" 5PA3 мог нести ракету Аэроспатьяль AM39 "Экзосет", на центропланном узле подвески. Поэтому на самолете установили РЛС Томпсон-CSF "Агава", которая по сравнению с "Сирано", весившим 188 кг весила 48 кг. Кроме того, что "Агава" была предназначена для работы над водной поверхностью, она могла действовать и при полетах над землей.

На экспорт были поставлены следующие самолеты "Мираж" IIIE, под следующими наименованиями:

Самолеты "Мираж" IIIE без специального оборудования поставлялись на экспорт. "Мираж" IIIEL, проданный в Ливан, аналогичен самолету "Мираж" IIIE, но отличался от него отсутствием ДИСС и установкой только радиолокатора для наведения ракет класса "воздух-воздух". ВВС Пакистана получили 18 самолетов "Мираж" IIIEP. Небольшое количество самолетов "Мираж" IIIEZ заказала ЮАР. ВВС Испании получили 24 самолета "Мираж" IIIEE и шесть самолетов "Мираж" IIIDE, вместе с ними испанцы купили и пять машин "Мираж" IIIB для проведения тренировочных полетов. Для ВВС Бразилии отправили 12 самолетов "Мираж" IIIE и четыре самолета IIIB, которые прибыли к месту назначения в 1972 году. 30 машин "Мираж" IIIE продали в Грецию.

Наиболее сенсационным событием того времени явились переговоры о поставке 110 самолетов "Мираж" различных модификаций ВВС Ливии, правда, Ливия во время переговоров о продаже имела только 13 летчиков-истребителей, способных летать на "миражах", что вызывало определенные подозрения. Подписанное соглашение о продаже запрещало передачу или перепродажу самолетов третьему лицу или стране. Премьер-министр Франции предупредил ливийцев, что если станет известно о передаче самолетов, то будет наложено немедленное эмбарго на поставки. Причиной этого стало беспокойство Израиля, что ливийские самолеты "Мираж" могут оказаться в руках Египта и будут использоваться против Израиля.

В 1960 году самолет "Мираж" IIIE под обозначением IIIO был выбран правительством Австралии для замены истребителей F-86 "Сейбр" под обозначением СА-29 "Мираж". Этому решению предшествовал длительный этап сравнения "миражей" с боевыми самолетами из других стран. Сравнительной оценке были подвергнуты машины Инглиш Электрик "Лайтнинг" (который быстро был отвергнут как слишком тяжелый), SAAB J-35 "Дракен", Нортроп F-5 "Фридом файтер" и Локхид F-104G.

Следует отметить, что в Австралии условия эксплуатации самолетов были несколько иными, чем в Европе. Закон изменения температуры в зависимости от высоты одинаково действует в обеих частях света, однако температура у земли в Австралии выше, и это ухудшает взлетные характеристики. Средняя высота тропопаузы в Австралии 17000-18000 м, а в Европе - 12 000 м, на большой высоте температура над Австралией понижается до - 90 гр., а в Европе до - 50 гр. Это может привести к неожиданным результатам на высоте более 12000 м характеристики самолетов при эксплуатации в Австралии могут оказаться лучше, так как воздух имеет большую плотность и гораздо холоднее.

В марте 1960 года после успешного испытания самолета "Мираж" летчикам постоянной австралийской миссии в Лондоне было объявлено о посылке делегации во Францию. После знакомства членов делегации с истребителем "Мираж" III австралийские летчики смогли убедиться, что французский самолет и в самом деле является самым лучшим из всех рассмотренных ими.

При сопоставлении тактико-технических характеристик истребителей "Мираж" III и F-104G отмечалось различие между ними в отношении длины разбега при взлете и минимальной скорости в установившемся горизонтальном полете. Если в Европе имелись превосходные, дорогостоящие аэродромы, позволяющие при некоторых ограничениях эксплуатировать самолет F-104G при максимальной взлетной массе, то в Австралии, где большая часть обширной территории представляет собой пустыню, эксплуатировать подобный самолет планировалось на упрощенных аэродромах Для этой цели как нельзя лучше подходил истребитель "Мираж" III, у которого давление в шинах колес шасси составляло 5.6-9.5 кг/кв.см, что позволяло использовать его на полуподготовленных аэродромах - в том числе и на аэродромах с травяным покровом, в то время как для самолета F-104 с шинами высокого давления (18≈22 кг/кв.см) требовались бетонированные взлетно-посадочные полосы

К тому же самолет "Мираж" разгонялся на 20 процентов быстрее, чем самолет F-104G, и имел несколько большую скороподъемность при наборе высоты с ТРД. При установке на "Мираж" вспомогательного ЖРД характеристики этих двух самолетов оказывались буквально несравнимыми, поскольку на самолете F-104G для кратковременного повышения мощности можно было использовать только впрыск воды в компрессор. Практический потолок самолета "Мираж" III с ЖРД - более 25000 м, динамический - 29600 м, что также больше, чем у самолета F-104G. Далее, самолет F-104G, имея в два раза большую удельную нагрузку на крыло, уступал сопернику в маневренности. Кроме того, самолет "Мираж" мог совершать посадку с выключенным двигателем, что категорически запрещалось летчикам, пилотировавшим F-104G. И, наконец, радиус действия с подвесными баками у самолета "Мираж" III больше, чем у самолета F-104G, эта разница становится еще значительнее при подвеске дополнительного бака под фюзеляжем.

Министр Обороны Австралии Вара Хад заявил "Характеристики самолета "Мираж" III не уступают характеристикам любого другого самолета или превосходят их. Это лучший из всех имеющихся сейчас в мире самолетов с точки зрения требований ВВС Австралии"Во Франции намечалось закупить только 30 самолетов для перевооружения одной эскадрильи.

Первый полет самолета "Мираж" IIIO состоялся 13 февраля 1961 года, а 9 апреля 1963 года первую серийную машину передали представителям ВВС Австралии.

Всего построено 523 самолета "Мираж" IIIE, включая разведывательные самолеты "Мираж" IIIR и IIIRD и экспортные поставки ВВС Ливии, Пакистана, ЮАР, Испании, Ливана, Австралии (где он выпускался также по лицензии).

"Мираж" IIIS - швейцарский вариант "Миража" IIIE, но с другим БРЭО. Для возможности взлета с коротких ВПП крыло, фюзеляж и шасси самолета были усилены.

Все 36 самолетов, кроме первых двух, были собраны компанией Фабрик Федерат д'Авионс (Fabrique Federate d'Avions). Сборку дигателя Атар 09C-3 производило АО Шульцер.

Вместо РЛС "Сирано" была установлена РЛС Хьюз "Таран"18 (TARAN - Tactical Attack Radar And Navigation - тактический радар атаки и навигации).

Установка новой РЛС была произведена для возможности применения ракеты Хьюз HM-55 (AIM-26B) "Фалкон", с дальностью пуска 9.7 км. Также могла использоваться AIM-9В "Сайдуиндер" (позже AIM-9P). Для нанесения точечных ударов самолет мого нести ракету Аэроспатьяле AС30.

Позже на всех "Миражах" ВВС Швейцарии была проведена модернизация, заключавшаяся в появлении ПГО - переднего горизонтального оперения.

Описание конструкции самолета Mirage IIIE

Истребитель Mirage IIIE представляет собой моноплан-бесхвостку с низкорасположенным треугольным крылом и однокилевым хвостовым оперением. Треугольное крыло относительной толщиной 3,5 процента имеет стреловидность по передней кромке 60°34' и удлинение 1,98. Передняя кромка крыла, расположенная внутри конуса возмущений от носовой части, сделана притуплённой. Задняя кромка, наоборот, - острая, что предотвращало срывы потока на больших скоростях полета. Для уменьшения рыскания крыло имеет отрицательный угол поперечного V = 2°30'.

Система управления самолетом необратимая, бустерная. Бустеры разработаны на фирме Dassault. Хвостовая часть каждого полукрыла образована тремя отклоняющимися поверхностями. Небольшие внутренние поверхности служат триммерами и управляются с помощью сервоприводов, расположенных в фюзеляже.

Бустеры рулей высоты (средние поверхности) и элевонов (наружные поверхности) находятся в крыле. Выступающие снизу части и тяги закрыты обтекателями. Бустер руля направления, связанный с демпфером рыскания, установлен в киле. Движения ручки управления передаются к золотникам механическими тягами. Фрикционные нагрузки компенсируются электроуправляемыми сервопоршнями. Движения педалей преобразуются в электрические сигналы и передаются на электрогидравлический сервопривод руля направления.

Триммеры управляются электрогидравлическими сервоприводами от ручки управления. В цепь триммеров включена система автоматического демпфирования продольных колебаний. Самолет оснащен автопилотом, который обеспечивает стабилизацию по тангажу и крену, выдерживает заданную высоту или число М, устраняет реверс рулей и регулирует усилия на ручке в зависимости от перегрузки. Летчик в любое время может преодолеть действие автопилота и взять управление на себя.

Воздушные тормоза представляют собой небольшие поверхности, расположенные в корневых частях крыла вблизи передней кромки сверху и снизу, смонтированные на рычагах, отклоняющих их в поток воздуха. Тормозной парашют расположен в обтекателе над выхлопной трубой ТРД. Сечение фюзеляжа эллиптическое, с большой осью, расположенной горизонтально.

Двухскачковые диффузоры воздухозаборников отстоят на 75 мм от фюзеляжа, образуя щели слива возмущенного воздуха из пограничного слоя, который поступает в фюзеляж и используется для охлаждения агрегатов и наддува топливных баков. Наличие регулируемых полуконусов обеспечивает высокую эффективность воздухозаборников на всех режимах. Кстати говоря, внешне похожие воздухозаборники на самолете F-104 имеют неподвижные конусы и регулируются путем перепуска излишнего воздуха.

В средней части фюзеляж имеет небольшие выступы для убирания колес шасси. В зоне максимальной кривизны поверхности крыла фюзеляж немного поджат в соответствии с правилом площадей. Хвостовая часть срезана на конце для предотвращения срыва при больших скоростях полета.

Фюзеляж выполнен из легких сплавов с применением сравнительно толстых листов, причем часть шпангоутов и стрингеров изготовлена ковкой или штамповкой. На заводе левая и правая половины секций фюзеляжа собирались по отдельности. Последующая сборка производилась на специальных тележках с последующей стыковкой половин.

Рамы фюзеляжа швеллерного или Z-образного сечения имеют вырезы для прохода Z-образных неразрезных стрингеров. В некоторых случаях листовые стенки рам снабжались отверстиями для облегчения. Силовой шпангоут фюзеляжа, с которым стыкуется основной лонжерон крыла, состоит из двух фрезерованных деталей, соединенных радиальными профилями.

Шпангоут, к которому крепится киль, также двойной, с внутренними и наружными швеллерными поясами. Фюзеляж собирался из коротких полусекций или боковых, нижних и верхних панелей, причем сначала приклепывались стрингеры и второстепенные элементы шпангоутов, а затем к ним крепилась обшивка.

Наиболее сложными в производстве были каналы и подвижные полуконусы воздухозаборников. Стенки каналов рассчитывались на давление до 5 атмосфер. Для увеличения прочности и жесткости шпангоуты приклепывались к стенкам каналов с шагом 50-75 мм без применения продольных элементов. Таким же образом усилена конструкция полуконусов.

Основной лонжерон крыла расположен приблизительно на линии 40 процентов средней аэродинамической хорды, перпендикулярно оси самолета. Он представляет собой кованную из легкого сплава балку двутаврового сечения с двумя отверстиями для крепления к фюзеляжу, цапфой для стойки шасси и отверстием для прохода тяги к рулю высоты. Передний лонжерон - это кованая балка швеллерного сечения с полками, направленными назад. Задний лонжерон швеллерного сечения замыкал контур крыла.

Часть крыла, заключенная между лонжеронами и корневой нервюрой, разделена нервюрами и стрингерами, перпендикулярными оси самолета. В отсеке, ограниченном передним и основным лонжеронами, располагаются колодец для уборки основной стойки шасси и воздушные тормоза. В носке крыла перед передним лонжероном проходят тяги управления элеронами.

Каркас рулей состоит из переднего лонжерона швеллерного сечения, вспомогательного лонжерона и часто расположенных нервюр. Элерон и руль высоты соединяются с сервоприводами качалками, крепящимися к средним нервюрам балочного типа. Расположенные в фюзеляже сервоприводы соединены с триммерами через трубчатые валы. Каркас киля состоит из трех лонжеронов двутаврового сечения и ряда нервюр.Шасси обеспечивает возможность эксплуатации самолета с грунтовых взлетных полос длиной не меньше 900 м, покрытых разборными металлическими конструкциями. Пневматики шасси имеют давление в носовом колесе 5 кг/см2, а в колесах основных стоек шасси - 8 кг/см2. Стойки основного шасси убираются в фюзеляж домкратами, крепящимися к корневым нервюрам. Передняя стойка убирается назад. Переднее колесо имеет рычажную подвеску. Демпфер колебаний типа "шимми" смонтирован в механизме управления стойкой. Все три колеса крепятся к стойкам на полувилках.

Силовая установка самолета состоит из ТРД SNECMA ATAR 9С с форсажной камерой, имеющего компрессор со степенью сжатия 5,5 и двухступенчатую турбину. При полете со скоростью, соответствующей числу М=1,4 и более, номинальная частота вращения вала турбины двигателя, равная 8400 об/мин, может быть увеличена, что обеспечивает возрастание тяги на 9 процентов. Удельный расход топлива при работе двигателя на максимальном режиме с включенной форсажной камерой несколько превышает 2 кг/кгс тяги в час, а на крейсерском режиме без включения форсажной камеры - вдвое меньше.Статическая тяга двигателя без форсажной камеры 4250 кгс, с форсажной камерой 6000 кгс.

Двигатель крепится к усиленной раме фюзеляжа на двух боковых цапфах, а также к верхним и нижним узлам, расположенным на раме фюзеляжа перед отъемной цилиндрической частью. В хвостовой части фюзеляжа вокруг "горячей" зоны ТРД имеется защитный экран. Выхлопная труба оснащена регулируемым соплом. Топливо размещается в двух баках-отсеках крыла и в четырех мягких баках, установленных в фюзеляже в зоне воздухозаборников. Баки объединены в группы, каждая из которых включает один крыльевой и два фюзеляжных бака. За сиденьем летчика имеется бак, обеспечивающий перевернутый полет. Общая емкость внутренних топливных баков составляет 2180 л. Взамен ЖРД предусматривалась установка дополнительного топливного бака, возможна также подвеска наружных баков.

Под ТРД может быть установлен контейнер ЖРД, в котором крепятся турбо-насосный агрегат, приводимый от коробки агрегатов ТРД телескопическим валом, и бак из нержавеющей стали с окислителем (азотная кислота) емкостью 300 л. В качестве горючего применялись триэтиламин и ксилидин (емкость бака 150 л). Статическая тяга ЖРД составляла 1500 или 750 кг. Расход топлива 7 кг/сек или 4,1 кг/сек, соответственно. ЖРД смонтирован в контейнере таким образом, что его сопло отклонено вниз под углом 10°. Контейнер ЖРД можно было легко демонтировать (лишь отвернув шесть болтов) и установить на его место топливный бак емкостью 410 л. Контейнер с ЖРД может быть сброшен в полете.

Самолет снабжен комплексной прицельно-навигационной системой, включающей радиолокационную станцию "Сирано" французской фирмы "Томпсон CSF" или "Эрпасс II" английской фирмы "Ферранти". Та и другая станции представляют собой отдельный быстросъемный агрегат, монтируемый в носовой части фюзеляжа.

Вычислители, необходимые для истребителя-бомбардировщика, устанавливаются в виде съемных блоков и подключаются к системе управления огнем. При использовании самолета в качестве истребителя радиолокатор и система управления огнем обеспечивают возможность атаки цели на пересекающихся курсах или по кривой погони. При этом на сетку прицела кроме указаний о курсе самолета подается информация о скорости сближения, ракурсе цели и положении самолета. Помимо радиолокационного прицела, электронное оборудование самолета включает ультракоротковолновую радиосвязную станцию SARAM, опознаватель "свой-чужой", инерциальную навигационную систему и систему TACAN. Предусмотрена возможность установки второй связной станции SARAM, ДИСС, УКВ радиокомпаса и оборудования РЭБ.

Самолет вооружался ракетами класса "воздух-воздух" - одной ракетой "Матра R.511" или R.530 под фюзеляжем и двумя "сайдуиндерами" под крылом.

В течение получаса пять механиков могли переоборудовать самолет из истребителя в самолет для действия по наземным целям путем установки контейнера с двумя 30-мм пушками DEFA с боезапасом 200-250 снарядов вместо вычислителя, топливного бака емкостью 340 л вместо контейнера ЖРД, подвески бомб на центральном пилоне и топливных баков или комбинированных баков-контейнеров для неуправляемых ракет на четырех подкрыльевых пилонах.

При бомбометании радиолокационный прицел переключался в режим сканирования земной поверхности, изображение которой появлялось на экране радиолокатора. Командные сигналы по курсу на цель или на поворотный пункт маршрута накладываются на сетку прицела. Система обеспечивает автоматическое бомбометание ядерными или обычными бомбами с полупетли при углах, меньших и больших 90°.

При стрельбе из пушек или неуправляемыми ракетами по наземным целям в условиях хорошей видимости используется радиолокационный прицел, причем поправка на ветер вводится от ДИСС или вручную. В сложных метеоусловиях возможно поражение только радиолокационно-контрастных целей, например, кораблей или танков. В полете на малых высотах радиолокатор используется для предотвращения столкновения с наземными препятствиями. Он переключается в режим, при котором на экране получается изображение профиля местности в направлении полета. Наблюдая за экраном, летчик может вести самолет между препятствиями. Наземное оборудование состоит из стандартных агрегатов, пригодных к транспортировке по воздуху. На замену двигателя затрачивалось всего 2 часа. Самолет в разобранном виде можно было перевозить на специальных тележках по асфальтированным автомобильным дорогам. Для тренировки летчиков был разработан комплексный тренажер, имитирующий не только взлет и посадку, но и вылеты на боевые задания в вариантах перехватчика и истребителя-бомбардировщика.

Модификация	Mirage III E
Размах крыла, м	8.22
Длина самолета, м	15.02
Высота самолета, м	4.25
Площадь крыла, м2	34.85
Масса, кг
пустого	7050
максимальная взлетная	13700
Тип двигателя	1 ТРДФ SNECMA Atar 9C-3
Ракетный ускоритель	1 SEPR 844
Тяга, кН
нефорсированная	1х 41.97
форсированная	1х 67.76
ракетного ускорителя	1х 14.47
Максимальная скорость, км/ч
у земли	1390
на высоте 12000 м	2350 (М=2.21)
Крейсерская скорость, км/ч	956
Практическая дальность, км	2800
с ПТБ, км	4000
Боевой радиус действия, км	900
Скороподъемность у земли, м/мин	7200
Практический потолок, м
нормальный	17000
с ракетным ускорителем	23000
Эксплуатационная перегрузка	4.9
Экипаж, чел	1
Вооружение:	две 30-пушки DEFA 552A c 125 патронами на пушку Боевая нагрузка - 4000 кг. на 5 узлах подвески На подфюзеляжной подвеске: 1 ядерная бомба AN-52 (15 килотонн) или 1 УР класса воздух-поверхность АS.30 или 2 УР класса воздух-воздух Matra R530(550) Magic или AIM-9 Sidewinder 4х 250(125) кг бомбы или 9 бомб типа Durandal или 1 Matra BLG400 бомба с лазерным наведением или контейнер ECM с разведывательным оборудованием На 2 подвесках под крыльями: 4х 250(125) кг бомбы или 2х 400 кг бомбы или 3 бомбы типа Durandal или 1 ПУ 6х100-мм или 18х68-мм НУР или 1 контейнер СЕМ1 или 1 контейнер Dassault CC420 c 30-мм пушкой DEFA На 2 концевых подвесках: по одной УР Matra R550 Magic или 1 ПУ 6х68-мм НУР