– разведчик IIIR (модификация IIIE, приспособленная для разведывательных целей; облет первого самолета 31.10.1961 г.) и IIIRD (12 самолетов для Франции);
– двухместный учебно-боевой IIIB (облет опытного образца 20.10.1959 г., серийного 19.07.1962 г.), IIIВЕ и IIID (всего построено 180 самолетов);
– опытный IIIТ (июнь 1964 г.), «Бальзак» (13.10.1962 г.) и III-V (12.02.1965 г.).
В общей сложности до 1975 г. было построено 3 опытных образца, 16 предсерийных самолетов, 1170 серийных самолетов во Франции, 132 самолета по лицензиям в Австралии и Швейцарии. «Мираж» III находился на вооружении военно-воздушных сил 20 государств и является самым распространенным французским самолетом. На базе самолета «Мираж» IIIE выпускались самолеты упрощенной модификации с обозначением «Мираж» 5.
Описание самолета. «Мираж» III представляет собой низкоплан с треугольным крылом, построенный по схеме «бесхвостка». Крыло с углом стреловидности передней кромки 60° имеет симметричный ламинарный профиль с отогнутым вниз носком. Нулевой отгиб в плоскости корневого сечения возрастает до максимального в плоскости концевой хорды. Передняя кромка крыла имеет щелевой уступ шириной около 6 см. Задние части крыла почти по всему размаху оснащены двухсекционными элевонами и находящимися в корневой части закрылками. Закрылки используются не только для увеличения подъемной силы в процессе взлета и посадки, но и для балансировки самолета. Кроме того, на нижней и верхней поверхностях крыла в околофюзеляжных частях установлены тормозные щитки. Все подвижные поверхности управляются с помощью индивидуальных необратимых гидроусилителей. Конструкция крыла однолонжеронная с дополнительным подкосом и вспомогательной стенкой.
Фюзеляж полумонококовой схемы выполнен в соответствии с правилом площадей. Конструктивно он разделен на несколько частей. Носовая часть, в которой находятся приборный отсек и кабина пилота, выполнена как одно целое. Остальные части выполнены двухсекционными и соединяются между собой в плоскости симметрии самолета. Фонарь, состоящий из трехсекционного переднего остекления и односекционного обтекателя (откидываемого вверх-назад), вписывается в геометрический контур фюзеляжа. В целях улучшения обзора кабина максимально вынесена вперед, а носовая часть фюзеляжа несколько наклонена вниз. В кабине используется катапультируемое сиденье класса 0-0. В двух центральных частях фюзеляжа размещены топливный бак, блок вооружения, электронное оборудование и т.д., а в хвостовой части-двигательный отсек. Фюзеляж оканчивается кожухом выходного сопла, выполненным заодно с контейнером тормозного парашюта.
Система управления самолета состоит из элевонов и классического вертикального оперения. Киль с углом стреловидности передней кромки 63° выполнен с применением ламинарных симметричных профилей относительной толщины 4% в корневой части и 3,5% в концевой. Расположение кожуха блока ракетного ускорителя под фюзеляжем (в плоскости вертикального оперения) несколько улучшает путевую устойчивость. В каналах курса, крена и тангажа использованы автоматы загрузки рычагов управления в соответствии с углом отклонения рулей, а также скоростью и высотой полета. В системе управления имеются, кроме того, устройства компенсации и демпфирования динамических воздействий. Шасси-трехстоечное, с одинарными колесами. Передняя стойка убирается назад, главные – вбок, в крыло (стойки) и фюзеляж (колеса). Низкого давления пневматики позволяют базирование самолета на аэродромах с травяным покрытием.
Двигательная установка. Модификации самолета, предназначенные для уничтожения воздушных целей, имеют комбинированную силовую установку, состоящую из турбореактивного двигателя с форсажной камерой и ракетного двигателя. На опытном образце 001 использован турбореактивный двигатель «Атар» 101G2 фирмы SNECMA тягой 44,14 кН (4500 кГ) с дожиганием; самолеты модификаций АиВ оснащены двигателями «Атар» 9В тягой 40,60 кН (4140 кГ) без форсирования и 58,85 кН (6000 кГ) с форсированием, а самолеты остальных модификаций-двигателями «Атар» 9С тягой соответственно 41,62 кН (4245 кГ) и 62,76 кН (6400 к Г). В качестве ускорителя используется ЖРД многократного включения SEPR 841 или SEPR 844 тягой 14,71 кН (1500 кГ; возможен также уровень тяги 750 кГ). Продолжительность непрерывной работы ЖРД. при максимальной тяге 82 с. Воздух к турбореактивному двигателю подается через два боковых воздухозаборника с регулируемым посредством перемещения полуконусов проходным сечением. Входные каналы оснащены впускными и перепускными створками. Воздухозаборники отодвинуты от фюзеляжа на расстояние около 70 мм, что обеспечивает отвод пограничного слоя с его поверхности и подачу воздуха через щели отсоса в систему охлаждения.