Koncepcję lekkiego samolotu wielozadaniowego PZL-105 ”Wilga-88”, przewidywanego jako następca samolotu PZL-104 ”Wilga”, opracował mgr inż. Andrzej Frydrychewicz w 1983 r. Projekt powstał w wyniku doświad­czeń z eksportu PZL-104 „Wilga 35A” do Kanady. Własności STOL tego samolotu wzbudzały entuzjazm, jednak na tamtejszym rynku istniało zapotrzebowanie na samoloty o nieco większej pojemności, udźwi­gu i możliwości przewożenia za­równo pasażerów jak i ładunków, nie mówiąc o cenach charaktery­stycznych dla tamtego regionu (np. sterownica, a nie drążek sterowy). Ponieważ „Wilgi” nie dało się zmody­fikować do spełniania takich wyma­gań, podjęto decyzję o skonstruowa­niu nowego samolotu, który mógł stać się interesujący nie tylko dla rynku amerykańskiego- gdzie miał być następcą samolotu De Havilland Canada DHC-2 ”Beaver”, ale także europejskiego.

W samolocie o wielkości zbliżonej do ”Wilgi” zmieszczono 6-miejscową kabinę. Optymalny wariant jej wykorzystania, to 4 osoby oraz bagaż lub dodatkowy ładunek w tyle kabiny, w miejscu złożonej kanapy. Wszystkie fotele można było szybko zde­montować i wówczas tworzyła się duża przestrzeń ładunkowa. Zaplanowano też wariant do wywożenia 4 skoczków spado­chronowych. Obszerna kabina stwarzała też np. możliwość przewożenia chorego lub rannego na noszach. Duże drzwi po obydwu stronach pozwalały zajmować miej­sca przez wszystkich pasażerów i załogę jednocześnie (lub szybko opuszczać kabinę) oraz umożliwiały załadunek przedmiotów o dość dużych gabarytach.

Program samolotu, który otrzymał oznaczenie PZL-105 „Fla­ming”, realizowany był na zlecenie Biura Technicznego No­wych Uruchomień, w ramach Cen­tralnego Planu Badawczo- Rozwojo­wego- temat: środki transportu. Finansowany był przez Urząd d/s Postępu Naukowo- Technicznego. Opracowaniem projektu zajęło się Biuro Konstrukcyjne PZL Warszawa-Okę­cie. Konstruktorem prowadzącym samolotu był mgr inż. Roman Czerwiński, a od 1989 mgr inż. Wojciech Woźniczka.

Prace rozpoczęto na początku 1983 r. W tym samym roku po­wstały założenia koncepcyjne i ma­kieta wstępna. W końcu 1984 r. goto­wy był projekt wstępny wraz z wy­nikami badań tunelowych i niezbędnymi obliczeniami (badania tu­nelowe wykonano w pracowni ma­łych prędkości Instytutu Lotnictwa w Warszawie). Na początku 1985 r. ukończono ostateczną makietę kabi­ny, a do końca tego roku gotowe były wszystkie struktury, w których w ciągu 1986 r. zamontowywano wyposażenie. W 1987 r. rozrysowano projekt, przygotowano technologię i detale. W pracowni podwozi Instytutu Lot­nictwa dokonano też pierwszych prób podwozia sprężystego, z kompozytu, które skonstruował zespół specjalistów w Politechnice War­szawskiej pod kierunkiem dr inż. Romana Switkiewicza. W 1988 r. wy­konano oprzyrządowanie oraz ukoń­czono prototyp nr 001 przeznaczony do prób statycznych. W dniu 7.11.1989 r. ukończono prototyp PZL-105M nr 002 z silnikiem M-14Pm, do prób w locie, oraz na wykonaniu niezbędnych przed oblotem prób statycznych prototypu nr 001. W tym samym roku przebadano też szczegółowo podwozie w Instytucie Lotnictwa. Prototyp nr 002 wykonał pierwszy lot 19.12.1989 r.

Drugi prototyp PZL-105L (nr 003) z silnikiem wtryskowym Avco Lycoming IO-720A1B o mocy 294 kW oblatano w 1991. Dokonano w nim wielu modyfikacji, m.in. przeniesiono nieco wyżej usterzenie poziome.

Produkcja seryjna samolotu nie została podjęta. Prototyp PZL-105 ”Flaming” znajduje się obecnie w zbiorach Muzeum Lotnictwa Polskiego w Krakowie.

Konstrukcja:
Sześciomiejscowy górnopłat zastrzałowy o konstrukcji metalowej.
Skrzydła o obrysie prostokątnym, z profilem opracowanym spec­jalnie dla tej konstrukcji. Wznios 1°, kąt zaklinowania 4°, skręcenie geometryczne 0°. Konstrukcja keso­nowa z dwoma dźwigarkami pomoc­niczymi i 16 żebrami. Między kad­łubem a zastrzałem w każdym skrzydle jest integralny zbiornik paliwa. Pokrycie blachą duralową. Końcówki z kompozytu szklano- epoksydowego. Skrzydła podparte zastrzałami. 55% rozpiętości krawędzi spływu każdego skrzydła zajmuje trzy­segmentowa klapa Fowlera kon­strukcji skorupowej z duralu. Pozostałą część krawędzi spływu zajmuje szczelinowa klapolotka sprzężona z klapą, konstrukcji sko­rupowej z duralu.
Kadłub o przekroju poprzecznym eliptyczno- prostokątnym. konstrukcji półskorupowej z elementami ramo­wymi, z duralu PA-7. Konstrukcję stanowi 19 wręg i 12 podłużnie, po­krycie z blach duralowych. Kadłub dzieli się tech­nologicznie na 4 części: silnikową, keson, część da­chową i część tylną. Część silnikowa ma przekrój ko­łowy. Łoże silnika spawane z rur stalowych. Osłona części silnikowej składa się z 9 zdejmowalnych elementów. Tylna część kadłuba jest stożko­wa. z powierzchni rozwijalnych. Kabina zakryta.
Usterzenie w układzie klasycz­nym, dzielone jest na sta­teczniki i stery, konstrukcja duralowa. Usterzenie pionowe o obrysie tra­pezowym, skośne. Statecznik pionowy konstrukcji jednodźwigarowej z pokryciem z blachy duralowej. Końcówka z kompozytu szklano- epoksydowego. Ster kierunku konstrukcji dwudźwigarowej, pokryty bla­chą duralową. Usterzenie poziome ma obrys pro­stokątny, jest bez skosu i bez wznio­su. Statecznik poziomy konstrukcji jednodźwigarowej, pokryty blachą duralową. Dwudzielny ster wy­sokości ma konstrukcję dwudźwigarową i pokryciem duralowym.
Podwozie klasyczne stałe.

Wyposażenie- zestaw VFR / IFR z żyrobusolą,  ADF, radiostacja UHF.
Instalacje- elektryczna,  pneumatyczna, wentylacyjno- ogrzewcza ka­biny. Przewidziana była in­stalacja elektryczna ogrzewania po­wietrza (termowentylator).

Silnik:
- PZL-105- w układzie gwiazdowym M-14P o mocy startowej 265 kW (360 KM) i mocy nominalnej 206 kW (280 KM). Wg [1] silnik M-14P posiadał moc 243 kW (330 KM),
- PZL-105L- silnik wtryskowy Avco Lycoming IO-720A1B o mocy 294 kW (400 KM).

Dane techniczne PZL-105M (wg [5]):
Rozpiętość- 12,7 m, długość- 8,6 m, wysokość- 2,8 m, powierzchnia skrzydeł- 16,9 m².
Masa własna wyposażeniem- 955 kg, masa użyteczna max- 750 kg, masa startowa max- 1850 kg.
Prędkość dopuszczalna- 340  km/h, prędkość max- 262 km/h, prędkość przelotowa- 214 km/h, prędkość ekonomiczna- 195 km/h, wznoszenie max- 8,7 m/s,  pułap praktyczny- 5500 m, długotrwałość lotu- 5,5 h.

Dane techniczne PZL-105L (wg [1]):
Rozpiętość- 12,7 m, długość- 8,58 m, wysokość- 2,8 m, powierzchnia nośna- 16,9 m².
Masa własna- 1180 kg, masa użyteczna- 670 kg, masa startowa- 1850 kg.
Prędkość max- 260 km/h, prędkość przelotowa- 235 km/h, prędkość minimalna- 102 km/h, wznoszenie- 5,6 m/s, pułap- 5000 m, zasięg- 950 km.