W marcu 1973 r. inż. Stanisław Jachyra rozpoczął prace nad ogólnym projektem wstępnym lekkiego samolotu wielozadaniowego "Jamel". Projekt został ukończony w lipcu 1974 r. Jak pisał konstruktor, był to jego osobisty, prywatny wkład pracy dla uczczenia 30- lecia Polskiej Rzeczy­pospolitej Ludowej.

Projekt został opracowany przy założeniu, że dalsze etapy pracy nad nim będą mogły być realizowane w ramach prac przejściowych i dyplomowych stu­dentów o specjalizacji lotniczej, zgodnie z inicjatywą dr. inż. Antoniego Tarnogrodzkiego, kierownika Lotniczego Studium Zaocznego Wydziału Technicznego Energetyki i Lotni­ctwa Politechniki Warszawskiej.

Istniała wówczas w świecie tendencja do budowy i eksploatacji              lekkich wielozadaniowych samolotów w układzie dwusilnikowym, określanych jako latające furgonetki o nieskomplikowanej konstrukcji, stosunkowo niskich cenach zakupu i o niskich kosztach eksploatacji. Przedstawicielami tej rodziny samolotów są m. in. następujące typy: Britten-Norman BN-2 "Islander", Dornier Do-28D / Do-128 "Skyservant", Pilatus PC-8 "Twin-Porter", GAF N22/24 "Nomad". Samolot "Jamel" miał być polskim odpowiednikiem latających furgonetek i być następcą wersji transportowych i pasażer­skich samolotu PZL An-2. Samolot miał charakteryzować się prostotą konstrukcji i technologii. Podstawowe materiały, osprzęt i wyposażenie miały być głównie produkcji krajowej, a metody produkcyjne ówcześnie stosowane lub przewidziane do stosowania w kraju. Samolot miał odpowiadać przepisom zdatności sprzętu lotnicze­go ARB BCAR /cz. K/ obowiązującym w PRL.

Samolot "Jamel", niezależnie od zastosowanych typów silników, był lekkim samolotem wielozadaniowym, posiadającym przy zmniej­szonym załadunku właściwości samolotu typu STOL (KSL- krótki start i lądowanie). Przewidywano jego zastosowanie dla potrzeb krajowej gospodarki narodowej. Przewidywano jego eksport do krajów RWPG oraz krajów kapitalistycznych i krajów trzeciego świa­ta. W szczególności do tych krajów, w których istniały obszary o słabo rozwiniętej sieci komunikacji kolejowej i drogowej. Dla eksploatacji samolotu na lotniskach wysoko położonych nad poziomem morza przewidywano zastosowanie silnika wysokościowego Lycoming IGSO-480-A1F6 z doładowaniem.

Wersje samolotu:
- wersja transportowa (towarowo- osobowa)- przeznaczona do prze­wozu różnego rodzaju towarów, oraz do doraźnego przewozu osób (po zamontowaniu lub rozłożeniu łatwo i szybko odejmowanych lub składanych siedzisk). W wariancie osobowym wersja transportowa mogła być używana do wyrzucania skoczków spadochronowych. Ponadto mogła być używana do innych celów jak np. do celów ratowniczych, doraźnego przewozu chorych w wariancie sanitarnym, patrolowania terenów zagrożo­nych klęskami żywiołowymi, zrzucania ładunków zaopatrzenia żyw­nościowego, towarów itp. Przewidywano także, że wersja transpor­towa będzie mogła być użyta do celów agrolotniczych po zainstalowaniu odpowiedniego wypo­sażenia agrochemicznego, w tym zbiornika na chemikalia,
- wersja pasażerska- wyposażona w 8 lub w 10 (na krótsze trasy) foteli pasażerskich oraz w pojemniki na niewielką ilość osobistego bagażu oraz wieszak odzieżowy. Po zdemontowaniu foteli mogła być używana do transportu towarów,
- wersja dyspozycyjno- służbowa- przewidywano zainstalowanie 5 wygodnych foteli, wieszaka odzieżowego, podręcznego bufetu- spiżarki i niewielkiego pojemnika na bagaż, niezależnie od pojemników na bagaż podręczny. Między przednimi fotelami prze­widywano zabudowę składanego stolika i za kabiną pasażerską niewielkiej łazienki,
- wersja sanitarna- przeznaczona do transportu 2 chorych lub rannych na noszach i 3 na miejscach siedzących,
- wersja kartograficzna,
- wersja szkolna- do szkolenia pilotów, nawigatorów i radiotelegrafistów,
- wersja rolnicza- do opylania chemikaliami płynnymi,
- wersja morska- przewidywano opracowanie wodnosamolotu z podwoziem pływakowym. Przeznaczona dla potrzeb gospodarki morskiej i wodnej oraz do eksploatacji w regionach, gdzie brak jest miejsca na budowę nawet małych lotnisk lądowych, a istnieje duża ilość obszarów wodnych nadających się na lądowiska wodne. Przewidywano wykorzystanie jej do celów transportowych, pasażerskich i specjalnych, w tym do gaszenia pożarów,
- wersje wojskowe- wszystkie wyżej omówione wersje mogły być wykonywane w wariancie wojskowym dla potrzeb różnego rodzaju sił zbrojnych.

Przewidywano, że wersje transportowe, pasażerskie i dyspozy­cyjno- służbowe będą mogły być wykorzystywane przez duże za­kłady przemysłowe, bazy traktorowo- maszynowe (szybkie dostarczenie części zamiennych i ekip remontowych), duże uspołecznione gospodarstwa rolne, leśne i inne większe jednostki gospodarcze czy instytucje państwowe, a także aerokluby i przedsiębiorstwa lokalnego transportu lotniczego.

Na samolocie "Jamel" planowano również zabudowę silników o płaskim układzie cylindrów Avco Lycoming GO-480 (z reduktorem) i śmigieł Hartzell o średnicy ok. 2,6 m. Pod uwagę brane były silniki Lycoming GO-480-G1D6, G0-480-B1D i IGSO-480-A1F6 (silnik wysokościowy z doładowaniem dla wariantu wysokościowego samolotu "Jamel"). Silniki te posiadały masę ok. 200 kg, tj. taką samą jak silnika AJ-14R. Miały jednak znacznie korzystniejsze parametry techniczne w porównaniu do silnika AJ-14RA. Zabudowa silników Avco Lycoming zmniejszyłaby też znacz­nie opory szkodliwe samolotu (mniejsze opory gondol silników i mniejsze opory chłodzenia), co w efekcie dałoby wzrost osiągów, szczegól­nie prędkości przelotowych, samolotu. Przewidywano, że samoloty "Jamel" z silnikami Lycoming mogą mieć większy popyt w krajach zachodnich z uwagi m. in. na dość powszechne stosowanie w świecie silników tej firmy, w zwią­zku z czym zapewniona byłaby szeroko rozwinięta obsługa serwisowa tych silników.

Zamiast silników Lycoming, brano też pod uwagę silniki Continental o płaskim układzie cylindrów i podobnych parametrów technicznych. Przy dostosowaniu samolotu "Jamel" do silników Lycoming GO-480 is­tniała bardzo łatwa możliwość dalszego rozwijania samolotu przez stosowanie innych typów silników firm Lycoming lub Continental o większej mocy.

Przewidywano, że będzie istniała możliwość zabudowy na samolocie "Jamel" silników turbinowych Allison 250-B15G (lub innego typu silnika tej firmy) o mocy startowej 242 kW albo silników produkcji krajowej GTD-350 o mocy nominalnej 294 kW. Przy czym silniki GTD-350 wymagałyby pewnej, niezbędnej modyfikacji w celu dostosowania ich do wymogów samolotowych. Samolot "Jamel" z silnikami turbinowymi miał posiadać wydłużony kadłub, większą powierzchnię i objętość komory ładunkowej, zwiększony udźwig oraz zwięk­szoną liczbę miejsc pasażerskich.

Dalszych prac nad projektem jednak nie prowadzono.

Konstrukcja.
Górnopłat zastrzałowy o konstrukcji całkowicie metalowej. Załoga- 1- 2 osoby (pilot i ewentualnie drugi pilot), pasażerów- 8, max- 10.
Płat dwudzielny o obrysie prostokątnym, posiada 15% profil wzdłuż rozpięto­ści. Cięciwa płata- 1,8, wydłużenie- 8,66, kąt zaklinowania- 3,5°, wznios- 0°. Profil płata NACA 23015. Konstrukcja całkowicie metalowa, jednodźwigarowa z pomocniczym dźwigarem- ścianką w części tylnej, z pracującym pokryciem duralowym wzmocnionym niewielką ilością podłużnic. Płaty podparte pojedynczymi zastrzałami o opływowym prze­kroju poprzecznym. Zastrzały mocowane do dolnego płata szczątkowego. Klapy szczelinowe o dość znacznej względnej rozpiętości, wy­chylane elektrycznie, konstrukcja jednodźwigarowa, całko­wicie metalowa. Tylna część klapy kryta cienką blachą duralową z wytłoczeniami wzdłuż cięciwy klapy. Lotki wychylane różnicowo o podobnej konstrukcji jak klapy, wyposażone w trymetry wychylane elektrycznie, wywa­żone masowo. Na krawędzi natarcia płata, na rozpiętości lotek, znajdują się stałe sloty konstrukcji całkowicie metalowej. Na górnej powierzchni płatów znajdują się gondole silni­kowe, do których mocowane są zespoły śmigło- silnikowe. Zespoły śmigło- silnikowe znacznie przesunięte do tyłu w stosunku do krawędzi natarcia płata. Końcówki płata odejmowane. Przewidywano możliwość zabu­dowy końcówek o większych wymiarach, które stanowiłyby dodat­kowe, integralne zbiorniki paliwa. Każdy płat (lewy i prawy) łączony do kadłuba na 3 okuciach. Rozważana była możliwość wykonania płata niedzielonego, łączonego do kadłuba na 4 okuciach głównych i 2 pomocniczych. Technologicznie płat podzielony byłby w płaszczyźnie symetrii samolotu. Rozwiązanie takie mogło okazać bardziej korzystne wytrzyma­łościowo, ciężarowo i technologicznie.
Kadłub o prostej geometrii z prostokątnym przekrojem poprzecznym z zaokrąglonymi narożami. Konstrukcja półskorupowa, całkowicie metalowa. Kabina zakryta. Kabina załogi wyposażona w fotele dla pilota i drugiego pilota (lub pasażera), umieszczone obok siebie. Drzwi wejściowe do kabi­ny załogi umieszczone po obydwu stronach. Kabina bogato oszklona. Przednie szyby oszklenia płaskie, wyposażone w nadmuch cie­płego powietrza dla zabezpieczenia szyb przed poceniem się. Przewidywano możliwość częściowego oszklenia dachu kabiny załogi. W nosowej części kadłuba, wykonanej z laminatu, umieszczono reflektory do lądowania i kołowania. Kabina ładunkowa o stosunkowo znacznej powierzchni i objętości ładunkowej. W podłodze kabiny, wykonanej ze stopów lek­kich, umieszczono uchwyty do mocowania przewożonego ładunku, sie­dzisk składanych lub foteli pasażerskich. Kabina ładunkowa posiadała 2 oszklone okna z lewej i 4 z prawej strony kadłuba. Z lewej strony kadłuba znajdują się duże, dwuskrzydłowe drzwi ładunkowe. Kabina ładunkowa kończy się wręgą działową tuż za drzwiami ładun­kowymi. We wrędze działowej znajduje się przejście do tylnego członu kadłuba. Za wręgą działową może być usytuowana toaleta i przedział bagażo­wy dla pasażerów. W podłodze kabiny ładunkowej znaj­duje się zamykany otwór, który może być wykorzystany w przypadku zainstalowania w samolocie aparatury fotograficznej lub urządzeń rolniczych do opylania. W dolnej partii kadłuba znajduje się szczątkowy płat stano­wiący integralny składnik kadłuba służący do mocowania podwozia głównego i zastrzałów płata głównego. Tylny człon kadłuba posiada płetwę grzbietową mocowaną na stałe do kadłuba, przechodzącą w statecznik pionowy, który również jest mocowany na stałe do kadłuba.
Usterzenie w układzie T, wolnonośne, całkowicie metalowe, profil symetrycz­ny. Skośny statecznik pionowy konstrukcji dwudźwigarowej, mocowany na stałe do kadłuba. Statecznik poziomy o obrysie prostokątnym, niedzielony, konstrukcji dwudźwigarowej, zamocowany na grzbiecie statecznika pionowego. Obydwa stateczniki kryte cienką blachą duralową, wzmoc­nioną niewielką ilością podłużnic. Stery: kierunku i niedzielony ster wysokości, posiadają podobną jednodźwigarową konstrukcję. Tylne partie sterów (za dźwigarem) kryte cienką blachą duralową z wytłoczeniami wzdłuż cięciw sterów. Obydwa stery wyposażone w trymetry wychylane elektrycznie, wyważone masowo i częściowo aerodynamicznie.
Podwozie trójkołowe z samonastawnym kołem przednim, stałe. Amor­tyzatory olejowo- powietrzne. Brana była pod uwagę możli­wość zastosowania amortyzacji z krążków wykonanych z tworzyw sztucznych lub z gumy. Podwozie przednie zaopatrzone w tłumik drgań skrętnych. Opony podwozia typu półbalon, produkcji krajowej. Koła główne wyposażone w hamulce pneumatyczne, hamowane różnicowo. Podwozie główne mocowane do dolnego płata szczą­tkowego, podwozie przednie mocowane do przedniego członu kadłuba. Samolot mógł być eksploatowany z podwoziem w wariancie z kołami lub z nartami. W tylnej dolnej partii kadłuba, w okolicy usterzenia, znajduje się zderzak (płoza) ogonowy. Przewidywano częściowe oprofilowanie podwozia głównego i goleni podwozia przedniego. Koła główne miały być wykorzystane z samolotu PZL-106 "Kruk", a koło przednie z samolotu An-2.

Wyposażenie- przyrządy pokładowe, głównie produkcji krajowej, niezbędne do wykonywania lotów wg VFR. Na żądanie samolot miał być wyposażony w nowoczesne urzą­dzenia do lotów wg IFR. Radiostacja UKF, telefon pokładowy.
Instalacje: pneumatyczna, elektryczna.
Kabina załogi wyposażona w wentylację, ogrzewanie, tapicerkę, wystrój oraz inne wyposażenie zapewniające średni komfort pracy dla załogi w czasie lotu.
Wersje pasażerskie i dyspozycyjno- służbowe miały być wyposażone w dźwiękochłonną i cieplną izolację kabiny osobowej oraz ogrzewanie (dla wersji pasażerskiej na żądanie), wentylację i nowoczesny wystrój plastyczny kabiny.

Napęd- 2 silniki AI-14RA o mocy max 191 kW (260 KM) i nominalnej 162 kW (220 KM) każdy. Śmigla drewniane, dwułopatowe o stałych obrotach typu US-123000 o średnicy  2,6 m (lub 2,6 do 2,7 m). Łoża silników wykonane ze spawanych rur stalowych. Ściany ogniowe wykonane ze stopów tytanu.
Główne zbiorniki paliwa wykonane ze stopów lekkich, umieszczone za ścianami ogniowymi w gondolach zespołu napędowego. Pojemność zbiorników paliwa- 540 l. Jako alternatywne rozwiązanie przewidywano zastosowanie zbiorników miękkich lub integralnych w skrzydłach.

Planowano również zastosowanie silników:
- Lycoming GO-480-G1D6- o mocy max 217 kW (295 KM), nominalnej 206- 210 kW (280- 285 KM) i przelotowej 154 kW (210 KM) każdy,
-  Lycoming GO-480-B1D- o mocy max 199 kW (270 KM), nominalnej 191 kW (260 KM) i przelotowej 143 kW (195 KM) każdy,
- Lycoming IGSO-480-A1F6- o mocy max 250 kW (340 KM), nominalnej 235 kW (320 KM) i przelotowej 176 kW (240 KM) każdy,
- turbinowe Allison 250-B15G o mocy startowej 242 kW (330 KM) i mocy nominalnej 206 kW (280 KM),
- turbinowe GTD-350 o mocy nominalnej 294 kW (400 KM).

Dane techniczne "Jamel", projektowane (wg [1]):
Rozpiętość- 15,6 m, długość- 10,33 m, wysokość- 3,98 m, powierzchnia nośna- 28,1 m². Masa własna- 1626 kg, masa użyteczna- 1364 kg, masa całkowita- 2990 kg.
Prędkość max- 264 km/h, prędkość max na H= 1000 m- 258 km/h, prędkość przelotowa- 216 km/h, prędkość podróżna- 190 km/h, prędkość minimalna bez klap- 118 km/h, prędkość minimalna z klapami- 101- 105 km/h, prędkość lądowania z klapami- 103 km/h, wznoszenie max- 5,8 m/s, czas wznoszenia na 1000 m- 3,1- 4 min., pułap praktyczny- 4200- 4960 m, zasięg- 1194 km, zasięg max- 1337 km, czas lotu- 5,27- 7,04 h.

Osiągi samolotu "Jamel" z silnikami Lycoming GO-480-G1D6, projektowane (wg [1]):
Prędkość max- 288 km/h, prędkość przelotowa- 252 km/h, prędkość podróżna- 237 km/h, prędkość minimalna z klapami- 83 km/h, wznoszenie max- 6,7 m/s, zasięg- 1125 km, zasięg max- 1235 km, czas lotu- 4,46- 5,22 h.

Osiągi samolotu "Jamel" z silnikami Lycoming GO-480-B1D, projektowane (wg [1]):
Prędkość max- 278 km/h, prędkość przelotowa- 243 km/h, prędkość podróżna- 228 km/h, prędkość minimalna z klapami- 83 km/h, wznoszenie max- 5,8 m/s, zasięg- 1170 km, zasięg max- 1280 km, czas lotu- 4,81- 5,63 h.

Osiągi samolotu "Jamel" z silnikami turbinowymi Allison 250-B15G, projektowane (wg [1]):
Prędkość max- 300 km/h, prędkość przelotowa- 271 km/h, prędkość podróżna- 252 km/h.