Вскоре был организован консорциум АСЕ International (ныне — Rafale International) в который вошли Dassault с долей в 60 %, SNECMA с долей в 20 %, Thomson-CSF и ESD (ныне вместе — Thales) с долями по 10 %. 21 апреля 1988 г. министр обороны Франции подписал контракт, предусматривающий постройку пяти летных прототипов. Впоследствии из-за бюджетных ограничений решено было ограничиться только четырьмя опытными самолетами: по два для ВВС и ВМС. Предполагалось, что первые серийные истребители поступят на вооружение в 1995–1996 гг., что означало отставание от планов 1983 г., когда рассматривался проект АСХ, на 3–4 года.
19 мая 1991 г. впервые поднялся в воздух одноместный прототип С01, 12 декабря — палубный М01. 30 апреля и 8 ноября 1993 г. к ним присоединились соответственно двухместный В01 и палубный М02. Обширная программа испытаний предусматривала отработку нового РЭО и вооружения, выполнение взлетов и посадок с палубы авианосцев. Часть испытаний проводилась в США.
Компоновка, планер. Истребитель Dassault «Rafale» выполнен по аэродинамической схеме «утка» с высокорасположенным треугольным крылом с корневыми наплывами. Крыло кессонное многолонжеронное с тремя узлами крепления к фюзеляжу. Профиль крыла переменной по размаху относительной толщины. По всему размаху крыла установлены двухсекционные (трехсекционные на «Rafale» А) элевоны. Закрылки отсутствуют и малая посадочная скорость достигается применением двухсекционных (трехсекционных на «Rafale» А) автоматических предкрылков и ПГО, отклоняемого автоматически на угол 20° носком вверх при выпуске шасси.
Фюзеляж — полумонококовой конструкции, выполнен по правилу площадей. Цельноповоротное ПГО расположено в наиболее широкой части боковых фюзеляжных наплывов выше плоскости крыла вне зоны влияния воздухозаборников. Для повышения аэродинамического качества самолета в полете обеспечено согласованное отклонение ПГО и элевонов. Площадь каждой консоли ПГО — 0.915 м2. Сверху фюзеляжа перед килем расположены два воздушных тормоза (исключены в «Rafale» D/M).
Киль кессонной двухлонжеронной конструкции, крепится к фюзеляжу с помощью двух узлов. Имеется руль направления. В концевом обтекателе киля размещаются УКВ антенны и датчики системы РЭБ.
Доля по массе нетрадиционных материалов в конструкции планера «Rafale» D/M превышает 50 % (в «Rafale» А около 35 %), из которых около половины приходится на углепластик. Из углепластика выполнены элементы крыла (включая элевоны) и киль, передняя часть фюзеляжа и панели гаргрота, элементы отсека БРЭО, руль направления, створки ниш шасси, крышки смотровых люков. Из материала наосновеволокон кевлара выполнены обтекатели антенны РЛС, корневой и концевой частей крыла и киля, зализы, элементы хвостовой части фюзеляжа.
Шасси самолета — трехопорное. Двухколесная (одноколесная на «Rafale» А) управляемая передняя стойка и одноколесные основные стойки убираются вперед с помощью гидросистемы. Все стойки имеют углеродные тормоза с электродистанционным управлением. На «Rafale» D шасси имеет обычную конструкцию, на палубном варианте «Rafale» М применена прыжковая передняя стойка для “вздыбливания” самолета в момент покидания им палубы авианосца, что эквивалентно увеличению скорости самолета на 16 км/ч и позволяет увеличить боевую нагрузку на 900 кг. Шасси «Rafale» М рассчитано на посадку на палубу авианосца с вертикальной скоростью 6.5 м/с (у варианта наземного базирования — 3 м/с) с учетом вертикальной скорости перемещения палубы авианосца 2 м/с в зоне расположения тросов аэрофинишера. «Rafale» М — первый французский палубный самолет, на котором к челноку катапульты крепится носовая стойка шасси (как на американских самолетах) в отличие от предшествующих французских самолетов, где используется буксирный трос с креплением к крыльевым узлам. Это позволило сохранить идентичность крыльев палубного и сухопутного вариантов самолета «Rafale».
Силовая установка. Самолет оснащен двумя ТРДДФ SNECMA М88-2 (статическая взлетная бесфорсажная/форсажная тяга 2х4970/2х 7440 кгс). Двигатель М88 — двухвальный с регулируемым ВНА, трехступенчатым компрессором НД, шестиступенчатым компрессором ВД, кольцевой камерой сгорания и одноступенчатыми турбинами ВД и НД. Лопатки турбины ВД — монокристаллические, охлаждаемые. Масса двигателя — 880 кг, длина — 3.5 м, наружный диаметр компрессора НД — 0.780 м. В САУ используется устройство самотестирования для обнаружения неисправностей и переключения в случае необходимости на исправный процессор. Фактическое время замены двигателя в полевых условиях — 4 ч. Имеется вспомогательная силовая установка Микротюрбо TGA15.