[ezup]

После анализа результатов испытаний и эксплуатации однодвигательного опытного образца Mirage G, а также серийных самолетов F-111 представители ВВС Франции выступили в 1968 г. с предложением разработки двухдвигательного варианта .Эта модификация получила наименование Mirage G.4. После разработки эскизного проекта и проведения массового анализа оказалось, что взлетная масса самолета будет составлять ~ 27 000 кг. Поскольку такая масса оказалась слишком большой для палубной авиации, то проект был подвергнут значительной переработке. При этом было запланировано изготовить два опытных образца прототип двухместного истребителя-бомбардировщика (для выполнения заданий на малых высотах) и прототип одноместного истребителя-перехватчика 8 мая 1971 г. был совершен облет первого (двухместного) опытного образца, обозначенного Mirage G.8.01, с взлетной массой ~ 20 000 кг. Облет второго опытного образца G.8.02 состоялся 13 июля 1972 г.

Программа летных испытаний первого образца была завершена в середине 1973 г. после выполнения 220 полетов. Во время испытаний стреловидность крыла последовательно изменялась в диапазоне 23-55-73╟. На малой высоте была достигнута максимальная скорость 1390 км/ч, а на большой - М = 2,2. Максимальный потолок составил 20000 м. Испытания одноместного опытного образца продолжались и в 1974 г. 13 июля 1973 г на нем была достигнута максимальная скорость М = 2,34 (на высоте 15000 м). При планировании опытно-конструкторских работ предполагалось, что серийное производство самолетов G.8 развернется в конце 70-х годов и что они будут приняты на вооружение вместо самолетов Mirage IIIC и IIIE.

В 1974 г фирма Dassault свернула работы над самолетами с изменяемой геометрией крыла, придя к выводу, что приемлемые летные характеристики при малых скоростях могут быть достигнуты значительно более простыми и дешевыми средствами. Приобретенный опыт был использован при разработке перспективного боевого самолета Super Mirage 4000 ACF (Avion de Combat Futur, первоначальное обозначение Mirage G.84), общая схема которого соответствует самолету Mirage G.8 с неподвижным крылом, имеющим угол стреловидности 55╟. Модель этого самолета, разрабатывавшегося в вариантах одноместного истребителя-бомбардировщика и двухместного самолета-разведчика дальнего проникновения с максимальной скоростью М = 2,5, была показана в 1973 г. на Парижском авиационном салоне. В 1974 г от концепции этого самолета отказались и приступили к работам над самолетом Mirage 2000.

Согласно опубликованным фирмой в начале 70-х годов данным, применение в сверхзвуковом самолете крыла изменяемой геометрии не было связано с большими техническими трудностями, однако это привело к удорожанию самолета на 10% и увеличению его взлетной массы на 3% по сравнению со стоимостью и массой обычного самолета аналогичного назначения.

По сравнению с самолетом Mirage G опытные образцы G.8.01 и G.8.02 отличались большими габаритами, диапазоном изменения угла стреловидности, одноместной кабиной экипажа, спаренными колесами передней стойки шасси, усовершенствованным электротехническим оборудованием, использованием двухдвигательной силовой установки и способностью нести разнообразное вооружение. Максимальный размах крыла самолета увеличился на 3,25 м, а минимальный-на 1,92 м (при изменении угла стреловидности по передней кромке с 20-70 до 23-73╟). Длина самолета увеличилась на 2,98, а высота-на 0,45 м. Возросшие габариты самолета и использование двухдвигательной силовой установки привели к увеличению взлетной массы самолета на 5800 кг.

На опытных образцах G.8 использовались два турбореактивных двигателя Atar 09К-50 фирмы SNECMA тягой 49,03 кН без форсирования и 70,60 кН с форсированием каждый, т.е. двигатели, устанавливавшиеся на истребителе Mirage F.1С. Самолет G.8 проектировался таким образом, что в будущем на нем можно было устанавливать более совершенные турбовентиляторные двигатели М-53 фирмы SNECMA, которые позднее стали использоваться на самолете Mirage F.1E.

ЛТХ:
Модификация Mirage G.8
Размах крыла, м
максимальный 15.40
минимальный 8.70
Длина, м 18.80
Высота, м 5.35
Площадь крыла, м2
максимальный 33.50
минимальный 41.00
Масса, кг
пустого самолета 14740
нормальная взлетная 21000
максимальная взлетная 23800
Тип двигателя 1 ТРДД SNECMA Atar 09К-50
Тяга, кН
нефорсированная 1 х 49.03
форсированная 1 х 70.60
Максимальная скорость , км/ч
на высоте 2730 (M=2.5)
у земли 1430
Практическая дальность, км 3850
Максимальная скороподъемность, м/мин 13980
Практический потолок, м 18500
Экипаж, чел 1