К исследованиям самолета с изменяемой геометрией крыла фирма Dassault приступила еще до разработки в мае 1964 г. проекта самолета Dafna (со взлетной массой около 15000 кг) с двигателями RB.123 фирмы Rolls-Royce. Систематические опытно-конструкторские работы над самолетом начались в конце 1964 г. Спустя год результаты были настолько многообещающими, что в октябре 1965 г. фирма получила официальный заказ на строительство опытного образца. В ноябре конструкторы приступили к выполнению рабочих чертежей самолета, который получил обозначение Mirage G. Опытный образец с  турбовентиляторным двигателем TF-306 фирмы SNECMA был готов в апреле 1967 г., в сентябре проводились его стендовые испытания, в октябре был осуществлен первый опытный подлет над стартовой полосой, а 18 ноября проведен облет самолета. Уже во время четвертого полета начались эксперименты с изменением угла стреловидности, который в седьмом полете составлял уже 70 . Во время летных испытаний была достигнута скорость М = 2,2. Проведенные испытания подтвердили хорошие летные качества самолета (прежде всего на малых скоростях). Испытания показали, что изменение стреловидности крыла в полете не представляет каких-либо сложностей (даже во время выполнения крутых виражей). До момента аварии, которая случилась 13 января 1971 г., было совершено 316 полетов, за время которых было налетано 400 ч. С 1968 г. фирма Dassault работала одновременно над опытным образцом многоцелевого двухдвигательного истребителя изменяемой геометрии Mirage G8.

Mirage G выполнен по схеме высокоплана с крылом, имеющим аэродинамическую крутку и нулевой угол установки. Угол стреловидности передней кромки поворотных частей крыла может изменяться  в пределах 20-70°. Изменение положения подвижных частей крыла осуществляется с помощью двух гидроприводов, расположенных по оси симметрии самолета. Передача воздействий  от гидроприводов осуществляется посредством механической трансмиссии. Гидропривод может развивать усилие 686,46 кН, а воздействие на поворотные части крыла осуществляется с помощью двух винтовых домкратов, что обеспечивает полный поворот консолей за время 12-15 с (даже во время маневра с перегрузкой 3). При  увеличении стреловидности крыла его хвостовая часть вблизи корневого сечения должна убираться в специальные ниши фюзеляжа, способ закрывания которых разработан и запатентован фирмой. Он основан на использовании деформируемой, облегающей обшивки, которая обеспечивает требуемую форму фюзеляжа (в месте расположения убираемых хвостовых частей крыла) при любом изменении стреловидности. Был запатентован также способ обеспечения герметичности и функционирования топливной и пневматической систем при изменении стреловидности крыла. Была применена телескопическая система трубопроводов, шарнирно закрепленных на фюзеляже и в корневом сечении поворотной консоли крыла.

Хорошие характеристики самолета Mirage G при сверхзвуковом полете (несмотря на сравнительно небольшую тягу двигательной установки) были получены не только благодаря использованию крыла большой стреловидности (малое волновое сопротивление), но также за счет принятой большей удельной нагрузки на крыло (малое сопротивление трению) и использования профилей с относительной толщиной, изменяющейся вдоль размаха от 11 до 4% (при изменении стреловидности от 20 до 70° относительная толщина профиля уменьшается приблизительно в 2 раза). Вдоль всего размаха крыла располагаются предкрылки и двухщелевые выдвижные закрылки, благодаря которым коэффициент подъемной силы при стреловидности 20° составляет 2,8, т.е. в 4 раза больше, чем у самолета Mirage III. Максимальный угол отклонения закрылков составляет 52°. Во время взлета и посадки предкрылки выдвигаются в крайнее положение; на остальных режимах полета они находятся в среднем положении, что улучшает управляемость самолета (даже при максимальном угле стреловидности крыла). При стреловидности 70° закрылки и интерцепторы блокируются механически. При минимальной стреловидности и выпущенных закрылках и интерцепторах механически блокируется система поворота консолей крыла. Для уменьшения длины пробега и скорости во время пикирующего полета использованы четырехсекционные тормозные щитки, расположенные по контуру хвостовой части фюзеляжа (перед горизонтальным оперением). Самолет также оснащен тормозным парашютом.

Конструкция фюзеляжа - типичная для всех боевых самолетов, выпускаемых фирмой. Исключение составляет участок, на котором располагается крыло. Остальные части фюзеляжа (в том числе и расположенные по бокам кабины экипажа воздухозаборники) такие же, как у самолета Mirage F.2. 

ЛТХ:

Модификация	Mirage G
Размах крыла, м
максимальный	13.00
минимальный	7.00
Длина, м	16.80
Высота, м	5.35
Площадь крыла, м2	25.00
Масса, кг
пустого самолета	10200
нормальная взлетная	15200
максимальная взлетная	18000
Топливо, л	4800
Тип двигателя	1 ТРДД SNECMA TF-306
Тяга форсированная, кН	1 х 101.49
Максимальная скорость , км/ч	2338 (M=2.2)
Практическая дальность, км	6500
Продолжительность полета, ч	8
Практический потолок, м	18500
Экипаж, чел	1

Доп. информация :

Список источников:

Эдмунд Цихош. Сверхзвуковые самолеты Aviafrance. Un siecle d'aviation francaise. Dassault 'Mirage' G

Энциклопедия самолётов и вертолётов. 2004-2007    )