После анализа результатов испытаний и эксплуатации однодвигательного опытного образца «Mirage G», а также серийных самолётов 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 самолёта 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 «Mirage G.8 02» состоялся 13 июля 1972 г. Программа лётных испытаний первого образца была завершена в середине 1973 г. после выполнения 220 полётов. 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 - M=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 M=2,34 (на высоте 15000 м). При планировании опытно-конструкторских работ предполагалось, что серийное производство самолётов «Mirage G.8» развернется в конце 70-х годов и что они будут приняты на вооружение вместо самолетов «Mirage IIIC» и «Mirage IIIE».

В 1974 г. фирма «Dassault» свернула работы над самолётами с изменяемой геометрией крыла, придя к выводу, что приемлемые лётные характеристики при малых скоростях могут быть достигнуты значительно более простыми и дешевыми средствами. Приобретенный опыт был использован при разработке перспективного боевого самолёта «Super Mirage 4000 ACF» (Avion de Combat Futur, первоначальное обозначение «Mirage G.84»), общая схема которого соответствует самолёту «Mirage G.8» с неподвижным крылом, имеющим угол стреловидности 55°. Модель этого самолёта, разрабатывавшегося в вариантах одноместного истребителя-бомбардировщика и двухместного самолёта-разведчика дальнего проникновения с максимальной скоростью M=2,5, была показана в 1973 г. на Парижском авиационном салоне. В 1974 г. от концепции этого самолёта отказались и приступили к работам над самолетом «Mirage 2000». Согласно опубликованным фирмой в начале 70-х годов данным, применение в сверхзвуковом самолёте крыла изменяемой геометрии не было связано с большими техническими трудностями, однако это привело к удорожанию самолёта на 10% и увеличению его взлетной массы на 3% по сравнению со стоимостью и массой обычного самолёта аналогичного назначения.

По сравнению с самолётом «Mirage G» опытные образцы «Mirage G.8» 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 самолёта 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 самолёта увеличилась на 2,98, а высота - на 0,45 м. Возросшие габариты самолёта и использование двухдвигательной силовой установки привели к увеличению взлетной массы самолёта на 5800 кг. На опытных образцах «Mirage G.8» использовались два турбореактивных двигателя «Atar» 09К-50 фирмы SNECMA тягой 49,03 кН (5000 кГ) без форсирования и 70,60 кН (7200 кГ) с форсированием каждый, т.е. двигатели, устанавливавшиеся на истребителе Mirage F.1C. Самолёт «Mirage 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 самолёте Mirage F.1E.

Тактико-технические характеристики Mirage G.8
Экипаж, чел   1
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