К осени 1965 года данные исследования продвинулись далеко вперед, и концепция крыла с изменяемой геометрией была окончательно принята. Два экземпляра данных шарнирных узлов стали предметом статических и усталостных испытаний, целью которых было определение рабочих моментов, которые характеризуют износ и усталость металла в гипотетическом случае маневрирования самолета в плотных слоях атмосферы или когда самолет подвергается воздействиям резких порывов ветра. Конструкция поворотного узла выдержала испытания и никогда не переделывалась. Его основные характеристики обусловили те летные качества, которые впоследствии показал самолет. После интенсивных исследований оптимального положения узла поворота было принято и одобрено решение разместить его немного за пределами фюзеляжа. Данное решение идеально подходит для многоцелевого боевого самолета, который должен был сохранить хорошую маневренность на больших сверхзвуковых скоростях. Конструкция узла поворота была предметом патента компании Dassault, который, в частности, охватывал оригинальный способ избавиться от поперечных сил и эксплуатационную безопасность, обеспечивавшуюся двумя рабочими поверхностями – основной и аварийной – из фаброида (Fabroïd).

Мартенситностареющие стали ранее использовались в обшивке твердотопливных ракетных двигателей и показали отличные качества, которые внесли свой вклад в ее адаптацию на самолетах.

Увеличение стреловидности консоли крыла экспериментального самолета Mirage выполнялось посредством одного домкрата, установленного в плоскости крыла, а уменьшение стреловидности – при помощи двух винтов. Домкрат приводился в движение двумя гидромоторами, каждый из которых соединен с переключаемым редуктором. Цилиндр мог развивать усилие в 70 тонн и обеспечивать изменение стреловидность консоли крыла за 15 секунд при выполнении самолетом перегрузки до 3 g, иначе говоря, в большей части диапазона эксплуатационных режимов полёта. Особое внимание было уделено герметизации прорезей, через которые части крыла входят в фюзеляж. Данное уплотнение было обеспечено установленной на консолях крыла деформируемой сдвижной обшивки. Чтобы свести к минимуму общую площадь поверхности самолета, и в частности площадь крыла, необходимо было обеспечить значительное увеличение подъёмной силы с помощью механизации крыла. Благодаря механизация крыла, состоявшей из мощных двухщелевых выдвижных закрылков и предкрылков, на взлете и посадке у экспериментального самолета Mirage G коэффициент подъемной силы был в пять раз больше, чем у треугольного крыла истребителя Mirage III.

Эти несколько деталей, как мы надеемся, не будут технически слишком сложными для наших читателей и позволят лучше понять, что представлял собой Mirage G, а также как было спроектировано и построено крыло, которое сразу же продемонстрировало полный успех. К сожалению, после удивления десятков иностранных представителей и множества летчиков-испытателей, прибывших в Истр для оценки и летных испытаний Mirage G, 13 января 1971 года во время 316 полета – в то время, когда программа испытаний машины была завершена, – самолет стал жертвой неисправности электрической системы. Перед тем как катапультироваться шеф-пилот компании Жан Куру сделал все возможное, чтобы спасти этот прекрасный прототип, который погубил сбой, никак не связанный с качествами, показанными самолетом во время испытаний.

Описание самолета.

"Мираж" 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 град.

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 "Мираж" 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 гр. 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 гр. составляет 2.8, т.е. в 4 раза больше, чем у самолета "Мираж" III. Максимальный угол отклонения закрылков составляет 52 гр.

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 гр. 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 пикирования 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 "Мираж" F.2.

Первая кабина предназначена для пилота, вторая - для инженера-испытателя. Киль выполнен в виде трехлонжеронной конструкции: внешние лонжероны воспринимают нагрузку от обшивки, а центральный передает эту нагрузку на фюзеляж.

Конструкция руля направления - слоистая, из композитных материалов.

Система аэродинамического управления самолетом состоит из интерцепторов, управляемого дифференциального стабилизатора и классического вертикального оперения.

Шасси разработано фирмой "Мессье". Его конструкция такая же, как у самолета "Мираж" F.1. Главные стойки шасси оснащены спаренными колесами.

Двигательная установка. На самолете "Мираж" G используется турбовентиляторный двигатель TF-306 фирмы SNECMA с тягой на форсаже 101.49 кН (10350 кГ), у которого усовершенствована (по сравнению с самолетом "Мираж" F-2) система дожигания. Топливо массой 4800 кг размещено в фюзеляжных и крыльевых баках.