В центральной секции фюзеляжа идут два воздушных канала, плавно переходящие в один осевой канал, далее располагается воздухозаборник двигателя, а под ним — самолетные агрегаты, работающие от двигателя. В отсеках между воздушными каналами и бортами фюзеляжа располагаются четыре мягких топливных бака. Под баками в фюзеляже находится отсек, в котором размещается съемный контейнер с двумя пушками DEFA 552А, а за этим отсеком — две ниши для колес основных опоры шасси в убранном положении. Заканчивается центральная секция фюзеляжа силовым шпангоутом, к которому крепятся главные лонжероны консолей крыла.
Всю хвостовую секцию занимают двигатель с форсажной камерой и жаровая труба. Они находятся в специальном кожухе, который продувается набегающим потоком воздуха и защищает конструкцию фюзеляжа от перегрева. На нижней поверхности хвостовой секции имеется ниша с узлами для крепления ракетного ускорителя. Внутри хвостового обтекателя фюзеляжа находятся регулируемое реактивное сопло и гидроцилиндры управления его створками, а сверху — контейнер с тормозным парашютом.
Крыло самолета набрано из симметричных ламинарных профилей с относительной толщиной 3,5 %. Стреловидность крыла по передней кромке — 60,57°; удлинение — 1,94; угол поперечного «V» равен -2,5°. Крыло выполнено с конической круткой для уменьшения индуктивного сопротивления на дозвуковых скоростях. В передней кромке крыла (примерно на 55 % его размаха) имеется «запил», генерирующий в полете вихрь, который защищает концевые зоны крыла от срыва потока и, следовательно, улучшает продольную устойчивость и поперечную управляемость самолета.
Крыло состоит из двух консолей, жестко закрепленных на шпангоутах фюзеляжа. Основными силовыми элементами консоли являются три лонжерона. Передний лонжерон ориентирован по передней кромке крыла, а главный и хвостовой — перпендикулярно оси самолета. Главный лонжерон расположен на 50 % бортовой хорды крыла. В корневой зоне носка каждой консоли (до «запила») находится топливный бак. В зоне между передним и главным лонжеронами на верхней и нижней поверхностях консоли имеются два трапециевидных тормозных щитка площадью 0,15 м² каждый. Щитки синхронно отклоняются в поток против полета. В этой же зоне перед главным лонжероном находится ниша для стойки основной опоры шасси в убранном положении. Отсек между главным и хвостовым лонжеронами является топливным баком. За хвостовым лонжероном консоли располагаются: у борта фюзеляжа небольшая отклоняемая поверхность, являющаяся триммером, а далее по всему размаху — двухсекционный элевон.
Вертикальное оперение — классического типа, состоит из киля и руля направления. Площадь ВО — 4,7 м²; стреловидность по передней кромке — 63°; относительная толщина профиля — 4 % у корня и 3,5 % на конце. Конструкция киля трехлонжеронная. Законцовка киля выполнена радиопрозрачной, внутри нее установлена высокочастотная антенна радиостанции.
Шасси самолета трехопорное с передней управляемой опорой, убираемое в полете. Передняя опора убирается по полету, основные — поворотом к продольной оси самолета. Все опоры шасси одноколесные, оснащены воздушно-масляными амортизаторами. Передняя стойка полурычажного типа. На ней установлено колесо размером 450х 190 мм (давление в пневматике 5 кг/см²) и две посадочнорулежные фары. В механизме управления передней стойкой смонтирован демпфер шимми. При отключении этого механизма переднее колесо становится свободноориентирующимся на 360°. Каждая основная опора включает стойку телескопического типа и колесо размером 750x230 мм (давление в пневматике 8 кг/см²), снабженное дисковым тормозом с автоматом растормаживания. Колея шасси — 3150 мм, база — 4860 мм.
Силовая установка. На самолете установлен турбореактивный форсажный двигатель SNECMA Atar 9С. Максимальная тяга двигателя на бесфорсажном режиме составляет 4300 кгс, на форсаже — 6200 кгс, удельный расход топлива — 1,01 кг/кгс-ч и 2,03 кг/кгс-ч, соответственно. Длина двигателя — 5950 мм, масса — 1455 кг. Двигатель имеет осевой девятиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания и двухступенчатую турбину. Реактивное сопло — регулируемое, образовано 18-ю створками. Запуск двигателя производится от турбокомпрессорного стартера. Турбостартер с пусковым электромотором смонтированы внутри кока воздухозаборника двигателя.
При использовании самолета в варианте перехватчика под хвостовой частью фюзеляжа может быть установлен контейнер ракетного ускорителя, включающий ЖРД SEPR 844 и бак из нержавеющей стали емкостью 300 л для окислителя (азотная кислота). Турбонасосный агрегат ЖРД приводится от коробки самолетных агрегатов маршевого двигателя с помощью телескопического вала. Максимальная тяга ЖРД у земли — 1300 кгс, на высоте 15000 м — 1500 кгс; продолжительность работы ракетного двигателя — 80 с. В конструкции предусмотрена возможность сброса в полете ракетного контейнера или слива окислителя.
В топливную систему самолета входят 8 встроенных баков (4 фюзеляжных и 4 крыльевых) общей емкостью 2390 л. Обычно вместо контейнера с ЖРД устанавливается дополнительный топливный бак емкостью 546 или 340 л. Еще один бак на 325 л может размещаться в фюзеляжном отсеке взамен пушечного контейнера. При необходимости на фюзеляжном и внутренних крыльевых пилонах самолет несет подвесные топливные баки Применяется широкая номенклатура ПТБ: сбрасываемые баки емкостью 625, 1300 и 1700 л; несбрасываемый «сверхзвуковой» бак на 500 л; сбрасываемый комбинированный контейнер Matra JL-100R (250 л топлива и 19 неуправляемых ракет SNEB калибром 68 мм).
