Specyfikacja:

Rozpiętość skrzydeł całkowita: 9,13 m
Długość całkowita: 14,36 m
Wysokość całkowita: 5,20 m
Masa pustego: 7500 kg
Masa maksymalna uzbrojenia: 6300 kg
Maksymalna masa startowa: 17000 kg
Ilość paliwa: 3160 kg
Model silnika: 1x Snecma M-53-P2
Ciąg: 66 kN / 88,3 kN z dopalaniem
Maksymalna prędkość przelotowa: 2500 km/h
Maksymalna prędkość wznoszenia: 17000 m/min
Pułap: 20000 m
Zasięg: 3600 km
Rozbieg: -
Dobieg: -

Mirage 2000C jest jednomiejscowym, jednosilnikowym odrzutowym samolotem myśliwskim w układzie dolnopłata ze skrzydłem delta.
Modułowa budowa silnika, systemów i instalacji w znacznym stopniu upraszcza eksploatację samolotu i obniża jej koszty. Innym ułatwieniem użytkowym jest zastosowanie w systemach awioniki układów samotestujących. Według producenta samolotu na 1 godzinę lotu przypada tylko 10,4 roboczogodzin obsługi. Rozmieszczenie punktów obsługowych sprzyja prowadzeniu prac przy wielu systemach i instalacjach jednocześnie, co obniża czas obsługi i odnawiania zdolności bojowej samolotu.
Trwałość konstrukcji jako całości obliczana jest na 25000 godzin lotu, trwałość węzłów wysoko obciążonych - na 5000 godzin (muszą one być wymieniane podczas okresowych napraw). Możliwe jest przedłużanie trwałości samolotu, zależnie od jego rzeczywistego stanu technicznego.
Jeśli chodzi o własności bojowe samolotu, producent Mirage 2000 podaje następujące wyniki pozorowanych walk z innymi samolotami myśliwskimi (F-16 i F-18):
- Mirage 2000 przeciw F-16, z użyciem pocisków kierowanych - na 100 przeprowadzonych pojedynków w 72 zwyciężył Mirage, w 24-F-16
- Mirage 2000 przeciw F-16, z użyciem działek - na 100 przeprowadzonych pojedynków w 18 zwyciężył Mirage, w 8 - F-16
- Mirage 2000 przeciw F-18, z użyciem pocisków kierowanych - na 100 przeprowadzonych pojedynków w 68 zwyciężył Mirage, w 28- F-18.
Płat ma obrys trójkątny ze skosem krawędzi natarcia 58°30 wznios ujemny, nowy profil opracowany specjalnie dla tego samolotu, w stosunku do Mirage III wyraźnie pogrubiony; dodatkowe pogrubienie przy kadłubie. Konstrukcja półskorupowa typu fail safe, całkowicie metalowa, wielodźwigarowa.
Szkielet płata składa się z pięciu dźwigarów (w tym dwóch głównych) prostopadłych do płaszczyzny symetrii samolotu, łączących żebro nasadowe ze skośnym dźwigarem przednim oraz jedenastu żeber dzielonych. Płyty pokryć frezowane, integralne. Wewnątrz kesonu struktury płata integralne zbiorniki paliwowe. Luki goleni podwozia głównego oraz wnęki hamulców aerodynamicznych tworzą wykroje w strukturze kesonu. Górne pokrycie płata nad wnęką podwozia wykonano z kompozytów. Na całej rozpiętości krawędzi natarcia umieszczone są sloty o konstrukcji metalowej. Są one wysuwane do przodu na krzywoliniowych prowadnicach szynowych; każdy segment slotu porusza się na na trzech prowadnicach. Działanie slotów noskowych jest sprzężone z wychyleniem sterolotek. Konstrukcja sterolotek kompozytowa przekładkowa, z kompozytu węglowego i wypełniacza ulowego. Sterolotki dzielą się na wewnętrzne (bliższe kadłuba) i zewnętrzne.
Z dolnej i górnej powierzchni płata wychylane są hamulce aerodynamiczne o analogicznej jak w Mirage III koncepcji; są one konstrukcji kompozytowej. Pod każdym skrzydłem po dwa zaczepy do podwieszania uzbrojenia i wyposażenia dodatkowego.
Kadłub ma kształt opracowany według reguły pól, charakterystyczne przewężenie usytuowane w 2/3 jego długości. Konstrukcja półskorupowa, metalowa fail safe. Pokrycia kadłuba z blach duralowych lokalnie trawionych chemicznie dla zmniejszenia masy.
W przedniej części kadłuba mieści się pokładowa stacja radiolokacyjna oraz urządzenia systemów awioniki i wnęka podwozia przedniego. Osłona anteny radaru z kompozytu szklano-epoksydowego. Kabina szczelna, ciśnieniowa, klimatyzowana, z dwuczęściowym oszkleniem, szyba wiatrochronu pojedyncza, o kształcie rozwijalnym. Osłona kabiny unoszona pneumatycznie. Oszklenie z plexi o grubości 9 mm. Za kabiną, między kanałami wlotowymi powietrza do silnika znajduje się niewielki centralny kadłubowy zbiornik paliwowy. Wloty powietrza usytuowane za kabiną mają przekrój półkolisty i są zaopatrzone w półstożkowe przesuwane wzdłuż swej osi ciała centralne. Kanał wlotowy powietrza do silnika przechodzi łagodnym łukiem nad lukami kół podwozia głównego i wnękami agregatów instalacji pokładowych, dostępnych od dołu samolotu. Wewnątrz konstrukcji kanałów wlotowych powietrza mieszczą się intagralne kadłubowe zbiorniki paliwowe, sięgające do końca środkowej części kadłuba.
Tylna część kadłuba ma przekrój rurowy. Na jej grzbiecie, u nasady statecznika pionowego, umieszczono pojemnik spadochronu hamującego. Pod kadłubem rozmieszczono pięć zaczepów do podwieszania uzbrojenia i wyposażenia - jeden centralny i boczne, usytuowane parami jeden za drugim. Na obudowach wlotów powietrza umieszczone są niewielkie listwy destabilizacyjne o dużym wzniosie. W pewnym zakresie lotu są one wytwornicami wirów opływających następnie skrzydło i poprawiających nośność klap, ich funkcją jest też poprawa stateczności podłużnej i bocznej przy małych prędkościach lotu. Wręgi siłowe kadłuba frezowane, pokrywa luku awioniki za kabiną -kompozytowa.
Kabina samolotu jest szczelna, klimatyzowana. Wyposażenie wnętrza rozmieszczone na tablicy przyrządów, pulpicie centralnym i pulpitach bocznych. W centralnej części tablicy przyrządów kolejno od góry: wskaźnik przeziernikowy HUD, pulpit sterowania HUD, ekran HDD, nadajnik IFF. Na lewej części tablicy (kolejno od góry i od lewej strony): ostrzegacz wysokościowy, prędkościomierz, wskaźnik kąta natarcia, wskaźnik sferyczny sztucznego horyzontu, machomierz, wysokościomierz, zapasowy sztuczny horyzont; z lewej strony, poza tablicą - zegar. Na prawej części tablicy: przeciążeniomierz, ekran urządzeń zakłócających, wskaźnik nawigacyjny, pulpit sterowanie uzbrojeniem, obrotomierz, termometr turbiny. Na lewym pulpicie, kolejno od przodu do tyłu: przycisk awaryjnego zrzutu osłony kabiny, radiostacja UHF, radiostacja V/UHF, pulpit sterowania radarem (obok manetki obrotów silnika), zespół sterowania mieszaczem. Na prawym pulpicie, kolejno od przodu do tyłu: tabliczka sygnalizacji stanów awaryjnych, pulpit "rządzeń nawigacyjnych CDU, pulpity VOR/ILS i TACAN, pulpit sterowania węzłami podwieszeń, urządzenie wybiórcze, rejestrator i awaryjny sygnalizator położenia (nadajnik sygnałów lokalizujących).
Drążek sterowy z rękojeścią wyposażoną w przyciski dla różnych poleceń. Na głowicy rękojeści: przycisk sterowania trymerami, spusty pocisków rakietowych, spust działek (połączony ze spustem kamery), spust bomb i pocisków niekierowanych. Na środku rękojeści: sterownik zakresu pracy radaru i HUD, przycisk zmian zakresu poleceń, dźwigienka autopilota. U podstawy rękojeści: wyłącznik autopilota, dźwigienka sterowania podwoziem przednim. Obok rękojeści dźwignia hamulców kół. Na manetce obrotów silnika: przełącznik rodzaju używanego uzbrojenia, przycisk lampy identyfikacyjnej, przełącznik wielofunkcyjny (ILS, naprowadzanie pocisków rakietowych), pokrętło sterowania anteną radaru w płaszczyźnie symetrii samolotu, przycisk hamulców aerodynamicznych, joystick sterowania anteną radaru. Fotel pilota odchylony o 25° w tył od pionu; jest to fotel katapultowany Martin-Baker Mk F10Q, może on być używany przy zerowej prędkości i wysokości, jest wyposażony w pakiet środków niezbędnych do przeżycia po wylądowaniu w "nieprzyjaznym" terenie. Regulacja fotela do wzrostu pilota elektryczna.
Usterzenie pionowe ma obrys trapezowy, skos krawędzi natarcia 45° i skos krawędzi spływu 17 . Konstrukcja statecznika dwudźwigarowa, pokrycia noska metalowe, pokrycia kesonu z kompozytu węglowego. Na szczycie statecznika zespół anten awioniki. Stosunkowo niewielki ster ma konstrukcję przekładkową z kompozytu węglowego i wypełniacza ulowego. Ster jest zawieszony na dwóch podporach.
Podwozie jest trójzespołowe, chowane hydraulicznie do wnęk w kadłubie i skrzydłach. Podwozie przednie z golenią teleskopową chowane do tyłu, koła bliźniacze na wahaczu, sterowane hydraulicznie w zakresie kątów odchyleń po 45° w obie strony, wyposażone w układ do ustawiania w położeniu neutralnym podczas chowania. Zespoły podwozia głównego jednogoleniowe, teleskopowe, z kołami pojedynczymi. Koła wyposażone w wielotarczowe hamulce hydrauliczne z systemem przeciwpoślizgowym SPAD są zawieszone na półwidelcach. Koła są hamowane różnicowo. System hamulcowy zdwojony. Hamulec postojowy. Wymiary kół: przednie - 0,360 x 0,135 m (obręcze kół o średnicy 0,152 m, ciśnienie 0,8 MPa), główne - 0,750 x 0,230 m (obręcze kół o średnicy 0,381 m, ciśnienie 1,5 MPa). Amortyzacja olejowo-gazowa.
Podwozie produkowane jest przez firmę Messier-Hispano-Buggati. Na uwagę zasługuje wyjątkowa skuteczność hamulców kół. Podwozie jest obliczone na składową pionową prędkości lądowania wynoszącą 2,8 m/s dla normalnej masy do lądowania i 2,0 m/s dla masy maksymalnej.
Podwozie jest uzupełnione hakiem do chwytania lin hamujących pod tylną częścią kadłuba, maksymalna siła na haku - 49500 daN. Działanie hamulców podwozia może być wspomagane spadochronem hamującym o powierzchni 13,5 m , umieszczonym w zasobniku pod statecznikiem pionowym.
Zespół napędowy samolotu stanowi dwuprzepływowy silnik odrzutowy SNECMA M-53-5 o ciągu 3720 daN bez dopalania i 9200 daN z dopalaniem. W nowszych egzemplarzach zastosowano silniki M-53P-2 o ciągu 9890 daN z dopalaniem. Rozruch silnika gazowy - przy użyciu małej turbiny rozruchowej Microturbo, napędzającej wał silnika M-53 przez przekładnię napędu agregatów silnika. Podstawowe dane silnika M-53P-2 są następujące: jednostkowe zużycie paliwa bez dopalania - 0,91 kg/daN.h, jednostkowe zużycie paliwa z dopalaniem -2,12 kg/daN.h, masa silnika suchego - 1500 kg, długość - 5,070 m, średnica - 1,055 m, stopień sprężania - 9,8, wydatek przepływu -94 kg/s, współczynnik dwuprzepływowości -0,36, temperatura na wejściu do turbiny -1533 K.
SNECMA M-53 to konstrukcja powstała w oparciu o silnik Atar 9. M-53 jest od swego poprzednika mniej skomplikowany (ma uproszczoną konstrukcję) i ma lepszą ekonomikę eksploatacji. Jest to, podobnie jak Atar 9, silnik dwuwałowy, lecz z 3-stopniową sprężarką niskiego i 5-stopniową sprężarką wysokiego ciśnienia, pierścieniową komorą spalania i 1-stopniowymi turbinami wysokiego i niskiego ciśnienia. Jest on wyposażony w dopalacz z regulowaną dyszą wielosegmentową i automatykę podobną jak na Atarze 9. Zastosowanie modułowej koncepcji budowy silnika ułatwia jego obsługę i naprawy.
Prace nad tym silnikiem rozpoczęto w roku 1967, przewidując jego zastosowanie w nowych samolotach o zmiennej geometrii płata, osiągających prędkości rzędu 2,5 Ma (liczono się z maksymalnymi prędkościami nawet do 3 Ma). Prototyp silnika M-53 był gotowy w roku 1970, certyfikat typu uzyskano w roku 1975. W drugiej połowie lat osiemdziesiątych opracowano dlatego silnika nową dyszę segmentową, której segmenty wykonane są z kompozytu ceramicznego (SEP) - samolot z tym silnikiem pokazano po raz pierwszy na salonie paryskim w roku 1989. Dysza z segmentami z kompozytu ceramicznego jest przewidywana dla seryjnych samolotów Mirage 2000-5.
System sterowania typu fiy-by-wire. Wszystkie powierzchnie sterujące (sloty, sterolotki, ster kierunku, hamulce aerodynamiczne) wychylane siłownikami hydraulicznymi sterowanymi elektrycznie. Podwozie, położenie ciał centralnych wlotów powietrza i dysza dopalacza są również sterowane hydraulicznie.
Instalacje i obwody systemu sterowania zwielokrotnione - dla lotek czteroobwodowe, dla steru kierunku trójobwodowe; system sterowania ma ponadto 5 awaryjnych odgałęzień elektrycznych do powierzchni sterowych i jest zaopatrzony w układ pomiaru przeciążeń i prędkości kątowych (automatyczne ograniczanie manewrów do przeciążeń nie przekraczających 5,5 g oraz prędkości kątowych samolotu nie większych niż 150°/s, jeśli pilot nie zadysponuje inaczej). System sterowania jest włączony w skład pokładowego systemu Digibus.
Instalacje
Instalacja paliwowa obejmuje 7 zbiorników skrzydłowych i kadłubowych o łącznej pojemności 4300 I, podzielonych na dwie grupy - lewą i prawą. Zbiorniki przednie kadłubowe (zbiornik centralny i dwa zbiorniki w przednich częściach konstrukcji wlotów) mieszczą łącznie 1670 I paliwa, zbiorniki w tylnych częściach konstrukcji wlotów, tzw. zbiorniki rozchodowe mieszczą 1520 I, zbiorniki skrzydłowe (przednie i zasadnicze) - łącznie 1110 I. Przekazywanie paliwa do zbiorników rozchodowych - ciśnieniowe, pobór ciśnienia ze sprężarki silnika. Pompy zasilające silnik są umieszczone wewnątrz zbiorników rozchodowych. Istnieje możliwość podwieszania pod kadłubem i skrzydłami trzech zbiorników dodatkowych o pojemności po 1300 I (pod kadłubem) i po 1700 I lub po 2000 I (pod skrzydłami). Samolot może też być wyposażony w złącze do tankowania paliwa w locie; złącze to ma postać zagiętego wysięgnika umieszczonego z prawej strony kabiny pilota, a samoloty w nie wyposażone mają oznaczenie wariantu z dodaniem "1" (np. Mirage 2000C1). Możliwe jest też podwieszanie pod kadłubem specjalnego zasobnika do przepompowywania paliwa do innych samolotów - Mirage 2000 może więc pełnić rolę powietrznego tankowca.
Instalacja hydrauliczna -ciśnienie robocze 28 MPa, dwuobwodowa, służy do zasilania siłowników sterowania płatowcem (tj. sterolotkami, sterem kierunku, slotami oraz hamulcami aerodynamicznymi), podwoziem, półstożkami we wlotach powietrza i dyszą dopalacza. Instalacja jest zasilana przez dwie samoczynnie regulujące się pompy (każda z nich zasila jeden obwód) o wydatku 110 l/min przy 6000 obr/min; w przypadku awarii działa dodatkowa elektropompa o wydatku 10l/min, dojąca ciśnienie 19 MPa. Hydroakumulator instalacji napełniany azotem.
Instalacja elektryczna -napięcie 28 V prądu stałego oraz 115V/400Hz prądu jednofazowego przemiennego i 36V/400 Hz prądu trójfazowego przemiennego. Instalacja składa się z dwóch alternatorów 20 kVA/400Hz, akumulatora niklowo - kadmowego 40 Ah, zespołu przetwornic 150 A z systemem zabezpieczeń, przetwornicy statycznej 200 VA, przetwornicy trójfazowej 100 VA i dwóch napędzanych hydraulicznie alternatorów awaryjnych 28V/350VA; zasila system sterowania FBW oraz inne odbiorniki pokładowe.
Instalacja klimatyzacyjna -zasilana z upustów sprężarki silnika; do wysokości lotu 1950 m zapewnia w kabinie ciśnienie równe ciśnieniu otoczenia, w zakresie wysokości lotu 1950 - 5600 m - nadciśnienie 80 kPa, a powyżej 5600 m - nadciśnienie 32,5 kPa.
Instalacja powietrzna -stanowi gałąź instalacji klimatyzacyjnej, służy do uszczelniania kabiny i unoszenia oraz zamykania osłony kabiny.
Instalacja tlenowa - firmy Eros, pojemność 5 I, ciśnienie 0,5 MPa, instalacja awaryjna o pojemności 0,4 I i ciśnieniu 17,5 MPa, dwa zakresy działania ("niski pułap" - do 15000 m i "wysoki pułap" - powyżej 15000 m).
Instalacja przeciwoblodzeniowa - ogrzewane krawędzie chwytów powietrza do silnika i oszklenie kabiny
Wyposażenie i awionika samolotu obejmuje radar dopplerowski ze zintegrowanym urządzeniem identyfikacyjnym Thomson-CSF, początkowo nazywany Cyrano 500, z płaską anteną o średnicy 0,70 m i zasięgu obserwacji 100 km; urządzenie radarowe może być wykorzystywane podczas akcji myśliwskich na różnych wysokościach, do naprowadzania pocisków rakietowych powietrze-powietrze typu półaktywnego oraz do lotów na małych wysokościach przy atakach na cele naziemne. Jest ono połączone z dwoma systemami wizualizacji barwnej. Stosowane są, zależnie od wersji czy samolotu, radary RDI (Radar Doppler a Impulse) - impulsowy lub RDM (Radar Doppler Monoimpulsó) - monoimpulsowy. Oba te radary pracują w pasmach I i J, mają zasięg max. ok.110 km i są odporne na większość systemów zakłócających; wykonują wszystkie funkcje konieczne na pokładzie samolotów myśliwskich: wykrywanie, śledzenie celu, naprowadzanie pocisków, mapowanie, identyfikacja celów i samolotów własnych.
W najnowszych wersjach samolotu zastosowano kolejną wersję tego radaru, oznaczoną RDY. Radar RDY ma parametry podobne do radarów RDM i RDI, lecz jego możliwości śledzenia celów są większe, zwłaszcza celów lecących na małych wysokościach.
W wersji Mirage 2000N zastosowano radar Antilope V - przystosowany do określania odległości od celu i śledzenia rzeźby terenu. Podobnie jak starsze radary Cyrano produkowany był w kilku wersjach (I, II, III, IV, V). Ostatnie wersje, pracujące w paśmie J, obok czysto bojowych funkcji wykrywania celów i naprowadzania pocisków kierowanych mają też funkcje nawigacyjne i mapowanie terenu. Nadąża on ze śledzeniem rzeźby terenu przy wysokości lotu 90 m i prędkości 1100 km/h. Jego rozwinięciem jest radar Iguanę.
Laserowy znacznik celu Altis 2 (produkcji Thomson-CSF) ma zasięg do 10 km i możliwość obserwacji otoczenia w zakresie pełnego kąta wokół samolotu w jego płaszczyźnie oraz w zakresie kątów podniesienia 15° w górę i 160° w dół. System termowizyjny TRT FLIR 2000. Wielofunkcyjny pilot automatyczny SFENA 605. System nawigacji bezwładnościowej z centralą SAGEM Uliss-52 i mikroprocesorem. System nawigacji taktycznej Deltac Tacan z urządzeniem Nadir 2. System informatyczny Digibus, przetwarzający dane o stanie lotu i pracy instalacji pokładowych. W skład systemu wchodzą połączone komputery hybrydowe USG 284 i 2084. System ostrzegawczy o opromieniowaniu wiązką radaru przeciwnika Thomson BF stosowany był w starszych wersjach samolotu - w nowszych Thomson-CSF Serval. Systemy łączności UHF i VHF firmy Crouzet - V/UHF TRT ERA 7000 i UHF TRT ERA 7200. Transponder/IFF NRAI-7A, VOR/ILS Socrat 8900, marker IO-300A. Radiowysokościomierz TRT AHV-6 w wersjach Mirage 2000C i 2000B, AHV-12 w wersji Mirage 2000N, AHV-9 w wersjach eksportowych. Systemy wizualizacji danych w kabinie z układem HUD.
Możliwe jest podwieszanie pojemnika z urządzeniami do prowadzenia rozpoznania radioelektronicznego (automatyczny zasobnik TMV 018 Syrel, prod. Thomson-CSF) i fotograficznego (z kamerami Dassault COR2) ewentualnie zasobnika z aparaturą zakłócającą Spirale - to urządzenie jest również wyposażone w rozpraszacz celów pozornych (flar) przeciw rakietom naprowadzanym na podczerwień. Mogą też być stosowane urządzenia do aktywnego przeciwdziałania elektronicznego Remora i Caiman produkcji Thomson-CSF, również podwieszane w zasobnikach, zasobniki z radarem obserwacji bocznej SLAR oraz zasobniki Harold do skośnego fotografowania.
Uzbrojenie strzeleckie jest analogicznie jak w całej rodzinie samolotów Mirage: dwa działka DEFA-554 kalibru 30 mm z zapasem amunicji po 125 nabojów na działko, umieszczone w dolnej części kadłuba. Działko DEFA-554 jest automatycznym działkiem rewolwerowym jednolufowym z pięciokomorowym bębnem nabojowym z osią usytuowaną poniżei osi lufy. Konstrukcyjnie jest ono wzorowane na działku Mauser MG-213C. Do napędu działka wykorzystana jest energia gazów Powstających podczas wystrzału. Działko to jest ostatnim z ciągu rozwojowego DEFA-552, -553 i -554, zostało opracowane początkowo specjalnie dla samolotu Super Mirage 4000. W porównaniu z poprzednimi modelami ma większą szybkostrzelność i więcej zalet eksploatacyjnych, jednak kosztem podwyższonego ciężaru. Podobnie jak i poprzednie jest porównywalne parametrami i zamienne (zarówno pod względem montażowym jak i stosowanej amunicji) z brytyjskim działkiem ADEN Mk.4.
Zasobniki amunicyjne działek mieszczą się pod środkową częścią kadłuba. Prędkość wylotowa pocisku wynosi 820 m/s, jego masa 244 g, szybkostrzelność 1200 lub 1800 strzałów na minutę a masa działka - 85 kg. Działko ma możliwość prowadzenia ognia ciągłego bądź seriami w czasie ograniczonym do 1,0 lub 0,5 s. Odpalanie działka - elektryczne. Działko zasilane jest amunicją z taśmy nabojowej, przy czym w jego przypadku kierunek zasilania (lewy lub prawy) jest obojętny konstrukcyjnie, a działka po obu stronach samolotu są identyczne. Trwałość lufy działka określa się na ok. 5000 strzałów. Przeładowanie działka - na ziemi -ręczne, w locie - za pomocą pironaboju.
Uzbrojenie podwieszane na węzłach skrzydłowych i kadłubowych może być kompletowane z różnych środków bojowych w postaci bomb, pojemników z niekierowanymi pociskami rakietowymi ziemia-ziemia, pocisków kierowanych różnych typów, zasobników do minowania z powietrza, zbiorników dodatkowych oraz pojemników z działkami bądź aparaturą do prowadzenia rozpoznania. Pociski kierowane i samonaprowadzające powietrze - powietrze, w jakie może być uzbrajany Mirage 2000 to pociski produkcji francuskiej firmy MATRA: R.530, Super 530, R.550 Magie i Mica w różnych wariantach. Możliwe jest zastosowanie starszych pocisków R.510 i R.511. Na życzenie niektórych odbiorców system uzbrojenia jest dostosowany do pocisków produkcji amerykańskiej. Kierowane i samonaprowadzające pociski rakietowe powietrze - ziemia i powietrze - woda, stosowane na Mirage 2000 to przede wszystkim pociski produkowane przez Aerospatiale: AS-20, AS-30, AS-30L, AS-37 Martel i AM-39 Exocet. Podobnie jak w poprzednim przypadku możliwe jest dostosowanie systemu uzbrojenia do innych pocisków. Oprócz pocisków kierowanych samolot może być uzbrajany w zasobniki z pociskami niekierowanymi SNEB kal. 68 mm i Hotchkiss-Brandt kal. 100 mm z różnymi typami głowic (odłamkowymi, dymnymi, szkolnymi, kumulacyjno-odłamkowymi i przebijającymi). W skład uzbrojenia podwieszanego może też wchodzić bomba atomowa lub pocisk rakietowy ASMP z głowicą nuklearną. Bomba atomowa, przeznaczona dla samolotów Mirage 2000N, jest przystosowana do zrzutu w locie z dużą prędkością (ok.1100 km/h) ze skrajnie małej wysokości przy użyciu spadochronowego systemu hamowania aerodynamicznego. Ten wariant bomby jest także przeznaczony dla wersji Mirage IV dostosowanych do przenikania obrony przeciwnika w locie na bardzo małej wysokości.
Następcą bomby atomowej jest pocisk strategiczny ASMP (Air-Sol Moyenne Portee) o średnim zasięgu, .lest on wyposażony w startowy silnik rakietowy na paliwo stałe i w marszowy silnik strumieniowy. Pocisk ASMP jest wyposażony w bezwładnościowy układ nawigacyjny o wysokiej precyzji. Pocisk ASMP jest przewidziany jako uzbrojenie samolotów Mirage 2000N, Mirage IVP i ewentualnie także starszych Super Etendard.
Ostatnim przewidywanym obecnie rodzajem uzbrojenia samolotu Mirage 2000 jest "inteligentny" latający zasobnik APACHE (Arme Propulse A Charge Ejectable) - Mirage 2000 może przenosić 3 takie zasobniki. APACHE to modułowej konstrukcji samolot bezpilotowy, służący do przenoszenia różnego rodzaju subamunicji (miny, bomby przeciwpancerne, bomby kasetowe małego kalibru). Pod względem koncepcji i układu przypomina amerykański pocisk Tomahawk. Jest napędzany silnikiem odrzutowym, dysponującym zapasem 95 kg paliwa. Jego masa wynosi 1200 kg, zasięg do 150 km. Zrzut bomb i innych zasobników podwieszanych jest możliwy przy przeciążeniach nie przekraczających +5,5 / -2,2 g.