Самолету присвоили индекс И-96 – согласно принятому в советской документации обозначению истребителей. И опять, как в случае с самолетом И- 95бис, приписали производство фирме «Накадзима». Так возникло в отчетах по испытаниям название «Накадзима» И- 96. На самом деле палубный одномоторный одноместный истребитель А5М2 создавался на фирме «Мицубиси» под руководством известного авиаконструктора Йиро Хорикоми. Ранее его группа построила самолет А5М, который хорошо зарекомендовал себя в 1937 г. во время японо-китайской войны.
Конструкция истребителя И-96 по схеме представляет собой цельнометаллический моноплан с низким расположением крыла. На самолете устанавливался мотор «Котобуки» мощностью 540 л.с., с нагнетателем и редуктором (типа «Райт»).
Моторама трубчатая, сварной конструкции, жестко крепилась к фюзеляжу при помощи четырех узлов. На кольце рамы приварены кронштейны из листовой стали, на которых монтировались узлы крепления мотора, снабженные резиновыми амортизаторами.
Винт трехлопастный, металлический, фиксированного шага.
Шасси неубирающиеся, с механическими тормозами и воздушно-масляной амортизацией. Костыльное колесо ориентирующееся, приспособления для его стопорения при взлете и посадке отсутствовали.
Щитки с гидравлическим управлением были установлены на центроплане и отъемах крыла. Имелся триммер на руле высоты, пластинки для регулировки на элеронах и руле поворотов, а также регулирующаяся «юбка» на выходной щели капота мотора.
Вооружение самолета состояло из двух синхронных пулеметов калибра 7,7 мм с запасом патронов в 800 штук. Имелся оптический прицел типа «Кретъен» (ОП-1).
Под крыльями предусматривалась установка бомбодержателей и сбрасывающегося дополнительного бензобака емкостью 215 литров. Основные баки самолета (непротектированные) емкостью 344 литра были установлены в крыльях.
На самолете имелись кислородный прибор, огнетушитель, оборудование для ночного полета и резиновый мешок – для поддерживания самолета на плаву в случае посадки на воду.
В НИИ ВВС исследовали летно-тактические и боевые характеристики И-96. Основная цель – выявление положительных особенностей конструкции, вооружения и оборудования японского самолета, которые могли быть внедрены в отечественное производство. Всего выполнено 28 полетов общей продолжительностью 15 часов 15 минут. Исчерпав свой ресурс, мотор начал работать с перебоями, появилась течь в масло- и бензобаках, образовался значительный люфт в проводке к рулю высоты. Испытания завершились, потому что летать с ненадежным мотором стало опасно.
В состав группы испытателей самолета И-96 входили: летчики облета генерал-майор А.И.Филин и майор П.М.Стефановский, ведущий инженер военинженер 3-го ранга М.И.Таракановский, ведущий летчик майор Г.П.Кравченко, летчик-испытатель ст.лейтенант А.Г.Кубышкин, ведущий инженер по ВМГ Золотарев, ведущий техник самолета Хлопцев, военинженер 1-го ранга Сбитнев, ведущий инженер по испытанию на устойчивость Турчков, техник-расчетчик Андросова.
Основные размеры самолета: размах крыла – 11,04 м; длина самолета – 7,55 м; размах горизонтального оперения – 4,0 м; колея шасси -2,51 м; площадь крыла – 17,87 м² .
В результате испытаний получены следующие данные: граница высотности мотора в полете – 3200 м; расчетная высота – 2500 м; вес пустого самолета с пулеметами – 1291 кг; полетный вес самолета – 1725 кг (при полной загрузке); удельная нагрузка на крыло – 96,5 кг/м² ; удельная нагрузка на мощность – 2,82 кг/л.с.; максимальная скорость на высоте 3200 м – 370 км/ч; время подъема на 3000 м – 4,3 мин., на 5000 м – 7,5 мин., на 8000 м – 15,5 мин.; практический потолок – 10000 м; длина разбега – 200 м; время разбега – 11 сек.; длина пробега со щитками и тормозами – 380 м; время пробега – 30 сек.; время виража на 1000 м – 15 секунд.
Определение летных характеристик производилось с полетным весом самолета 1686 кг, что было вызвано неполной заправкой баков бензином и установкой приборов для испытаний. Нормальный запас горючего при этом равнялся 200 кг вместо 344 кг (полная емкость основных баков).
Вся основная нагрузка истребителя оставалась без изменений. Центровка пустого самолета с пулеметами составляла 18,4% САХ, груженого в нормальном варианте – 24,3 % САХ.
В самом начале испытаний выяснилось, что мотор с прикрытой выходной щелью чрезмерно переохлаждался на планировании и даже у земли при температуре наружного воздуха плюс 15-20°С.
Для поднятия температурного режима мотора пришлось снять дефлекторы с головок цилиндров, а на картере установить лобовой капот. Головки цилиндров закрыли индивидуальными зимними капотами с самолета И-5. Несмотря на эти мероприятия, мотор продолжал переохлаждаться при самом незначительном планировании и работал неудовлетворительно.
Ввиду ненадежности мотора, тарировку указателя скорости И-96 проводили не на километражной базе, а на высоте 2110 метров – при полете строем с самолета И-15бис № 4160, указатель скорости которого был протарирован на базе.
В выводах по результатам испытаний специально оговаривалось, что полученные летные данные самолета И-96 могут рассматриваться лишь как приближенные, так как мотор был некондиционный, а винт -с измененной лопастью и профилем.
Определение взлетно-посадочных свойств И-96 на колесном шасси с ориентирующимся хвостовым колесом производили на сухом аэродроме с невысоким травянистым покрытием, при скорости ветра 0,5-1,5 м/сек.
Рулил самолет при 1100-1200 об/мин. Ориентирующийся и неуправляемый костыль и малоэффективные тормоза затрудняли руление. Обзору мешал капот мотора, закрывающий пространство впереди самолета.
Замер длины разбега с использованием щитков не делали из-за недостаточной их прочности. Взлетали без форсирования и с поднятыми щитками. Скорость при выдерживании после отрыва доводилась до 140- 160 км/ч по прибору, и устойчивый набор высоты осуществлялся на этой скорости. Самолет имел 100- процентную весовую компенсацию рулей.
Такая же картина наблюдалась при испытании на боковую и путевую устойчивость в диапазоне центровок от 24 до 27% САХ. После возникновения сноса или крена в 10-15° самолет быстро восстанавливал режим прямолинейного полета, и летчик не отмечал больших усилий на ручке.
