Самолет разрабатывался фирмой Kawasaki с 1981 года. Он предназначен для замены в японских ВВС устаревших учебно-тренировочных самолетов Т-1 и Т-33. При разработке самолета с самого начала предусматривалась возможность использования его в качестве легкого штурмовика для непосредственной поддержки сухопутных войск. Испытания первых опытных образцов самолета, имевших обозначение ХТ-4, были начаты в 1985 году, до 1987 года планировалось выпустить для японских ВВС первые 49 из запланированных 200 самолетов Т-4. Самолет является высокопланом с крылом небольшой стреловидности. Он имеет однокилевое хвостовое оперение и трехстоечное шасси с передней стойкой, в полете все стойки убираются в фюзеляж. Двухместная кабина с катапультируемыми креслами американского производства Stence SIIIS-3 находится в передней части фюзеляжа.. Кресла располагаются по схеме 'тандем', заднее кресло инструктора несколько приподнято относительно кресла летчика, так что инструктор имеет обзор вперед вниз от горизонта до 15?. Кабина герметизирована и имеет систему кондиционирование воздуха и наддува кабины, так как самолет предназначен для выполнения полетов на высотах более 6000 м. Это особенно важно для инструкторов, нагрузка которых составляет четыре и более вылетов в день. Воздухозаборники двух турбовентиляторных двигателей силовой установки располагаются по обеим сторонам фюзеляжа. На самолете устанавливаются двигатели XF3-IHI-30 с тягой по 1670 кгс, производимые японской фирмой Ишикавайима-Харима. Выбор двухдвигательного варианта силовой установки продиктован прежде всего стремлением обеспечить безопасность полета и при выходе из строя одного из двигателей. В конструкции самолета широко используются композиционные материалы и легкие сплавы. Радиоэлектронное оборудование позволяет выполнять полеты по приборам, в том числе выдерживать пространственное положение при полетах в облачности и в зонах с управлением воздушным движением. Самолет не имеет встроенного вооружения, однако наличие на нем пяти узлов подвески позволяет размещать на нем различное подвесное вооружение и использовать его для обучения применению оружия и для выполнения задач по непосредственной поддержке сухопутных войск. На трех узлах могут быть подвешены дополнительные топливные баки. Тактико-технические характеристики: Год принятия на вооружение - 1988 Размах крыла - 9,94 м Длина самолета - 13,0 м Высота самолета - 4,60 м Площадь крыла - 21,0 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 3700 - нормальная взлетная - 5500 - максимальная взлетная - 7500 Топливо, л - внутренние топливо - 2240 - ПТБ - 4 х 450 Тип двигателя - 2 Ishikawajima-Harima F3-IHI-30 Тяга нефорсированная - 2 х 1660 кгс Максимальная скорость, км/ч - на высоте 11000 м - 956 - у земли - 1038 Практическая дальность - 1670 км Боевой радиус действия - 1300 км Максимальная скороподъемность - 3050 м/мин Практический потолок - 15240 м Максимальная эксплуатационная перегрузка - 7,33 Экипаж - 2 чел Вооружение: боевая нагрузка - 2000 кг на 5 узлах подвески: 2 УР 'воздух-воздух', УР 'воздух-земля', 1 ПКР, различные бомбы 250..50 кг, ПУ 70-мм НУР, коньейнеры с 20-мм пушкой.