Koncepcje samolotu I-23 opracował w 1991 r. dr inż. Alfred Baron z Instytutu Lotnictwa. Miał to być lekki dwumiejscowy kompozytowy średniopłat ze stałym podwoziem, dla indywidualnych użytkowników, szkół lotniczych i aeroklubów, przypominający samolot Robin ATL. W latach 1991-1994 koncepcja przeszła wiele przeobrażeń (rozważano m. in. 4- miejscowy średniopłat, przewidywany także jako samolot dyspozycyjny), dochodząc do stanu 4- miejscowego dolnopłata z chowanym podwoziem.

Szczególny nacisk przy położono na jego własności aerodynamiczne oraz bezpieczeństwo awaryjnego lądowania (fotele wymuszające bezpieczną pozycję siedzą­cego, pochłaniacze energii kinetycznej ograniczające siły ściskające w kręgosłupie). W samolocie dla ograniczenia jego masy własnej oraz zapewnienia wysokiej jakości wykona­nia powierzchni zewnętrznych zastosowano w szerokim zakresie nowoczesne materiały kompozytowe, m.in. laminaty na osnowie włókien węglowych i szklanych, wykonywanych techniką wstępnego przesycania.

Przewidując zastosowanie tkanin preimpregnowanych utwardzanych w autoklawach, poszukiwano taniego zaplecza w Rosji, powierzając opracowanie technologii jednej z moskiewskich firm. Firma ta tylko częściowo wywiązała się z zadania, bankrutując, co zablokowało część funduszy. W 1996 r. nad technologią pracowały firmy krajowe, a jedna z nich- Doświadczalne Warsztaty Lotniczych Konstrukcji Kompozytowych (DWLKK-AVIACOM) (spółka z udziałem WSK PZL-Świdnik) wyprodukowała w 1996 r. pierwsze komplety usterzenia poziomego dla prototypów.

Powstały dwa prototypy samolotu I-23, jeden do przeprowadzenia prób statycznych, drugi do badań w locie. Zostały zbudowane z funduszy Komitetu Badań Naukowych. Budowę prototypu zakończono w maju 1997 r., a próby naziemne w lutym 1999 r. Prototyp samolotu (SP-PIL) został oblatany 18.05.1999 r. (wg innych źródeł- w kwietniu 1999 r.). Był to oblot oficjalny, nieoficjalny oblot odbył się 10.02.1999 r. Został przebadany, a następnie skierowany do Ośrodka Kształcenia Lotniczego przy Politechnice Rzeszowskiej, gdzie uzyskał wysoką ocenę i służył do 2013 r. do szkolenia pilotów wydziału lotniczego. Samolot spełniał wymagania amerykańskich (FAR-23 amd 42) przepisów budowy samolotów i 3.10.2001 r. otrzymał certyfikat Urzędu Lotnictwa Cywilnego (ULC), a od 15.11.2006 r. posiadał certyfikat wydany przez European Aviation Safety Agency (EASA). Po otrzymaniu certyfikatu dopuszczającego samolot do użytkowania, zmieniona została jego rejestracja na SP-GIL.

W wersji podstawowej jest przezna­czony do wykonywania lotów dyspozycyjnych w zwykłych i trudnych warunkach atmosfe­rycznych, jak również do szkolenia i treningu pilotów m.in. w lotach wg przyrządów IFR i startach oraz lądowaniach wg procedur ILS. W dalszej perspektywie przewidywano budowę dwóch wersji rozwojowych samolotu: dyspozycyjnej I-23D (do lotów dyspozycyjnych na trasach o długości 1500 km) oraz szkolno- turystycznej I-23S. Oparte miały być na tej samej podstawowej konstrukcji, ale miały różnić się silnikami (gaźnikowy oraz wtryskowy o mocy 118- 147 kW) oraz wyposażeniem awionicznym. Do opracowania tych wersji nie doszło.

W 2010 r. firma Solaris Group Aviation Wind zamierzała, na mocy porozumienia podpisanego z Instytutem Lotnictwa oraz PZL Świdnik zająć się wprowadzeniem na rynek oraz docelowo produkcją samolotu PZL I-23 ”Manager”. Miał być odpowiednikiem amery­kańskiego samolotu Cirrus SR-20.

W 2010 r. w ramach europejskiego programu badawczego ESPOSA (Efficient Systems and Propulsion for Small Aircraft) wybrano samolot PZL I-23 ”Manager” jako demonstrator samolotu osobowego z napędem turbośmigłowym. Po przebudowie samolot otrzymał nazwę I-31T.

Konstrukcja:
Czteromiejscowy dolnopłat o konstrukcji kompozytowej.
Płat jednodźwigarowy, półskorupowy. Dźwigary skrzydeł, połączone stalowymi okuciami w płaszczyź­nie symetrii kadłuba, są dwuteownikami wy­konanymi z preimpregnatów węglowych. Że­bra i płyta węzła mocowania podwozia głów­nego są z duralu, zaś okucia z wysokojakościowej stali. Przekładkowe pokrycie skrzy­deł wykonano z prepregów szklanych i wę­glowych (w obszarze mocowania podwozia) z wypełniaczem ulowym. Profil płata (17% u nasady i 13% na końcach) opracowano w Instytucie Lotnictwa. W skrzydłach miesz­czą się zbiorniki paliwa o pojemności 190 dm³ (wersje I-23 i I-23D).
Kadłub samolotu półskorupowy. Wraz z integralnym sta­tecznikiem pionowym wykonano z kompozytu z włóknami szklanymi i węglowymi. Wręgi, ścianki i podłoga kabiny są konstrukcji przekładkowej z wypełniaczem z nomexu. Kabina zakryta. Wejście do kabiny jest przez podnoszone do góry drzwi, zaś tylne siedzenia są dostępne po od­chyleniu oparć przednich foteli. Za tylnymi sie­dzeniami znajduje się bagażnik, dostępny z kolei po odchyleniu oparć tylnych foteli.
Usterzenie klasyczne. Statecznik poziomy i ster kierunku wykona­no z preimpregnatów szklanych, zaś ster wy­sokości- z laminatów węglowych.
Podwozie trójkołowe z kołem przednim, chowane w locie do kadłuba. W wersji szkolnej I-23S przewidziano podwozie stałe.

Wyposażenie- samolot może być wyposażony w przy­rządy umożliwiające loty w warunkach VFR, jak również IFR (wersja I-23S- tylko VFR). Awionika- Bendix/King lub inna, na życzenie klienta.

Silnik- Lycoming 0-360-A1A o mocy max 132 kW (180 KM).

Dane techniczne PZL I-23 (wg [1]):
Rozpiętość- 8,94 (wg [6]- 8,95) m, długość- 7,04 (wg [6]- 7,1) m, wysokość- 2,44 (wg [6]- 2,49) m, powierzchnia nośna- 10,0 m².
Masa własna- 598 (wg [6]- 690) kg, masa użyteczna- (wg [6]- 460) kg, masa startowa max- 1050 (wg [6]- ) kg.
Prędkość max- 300 km/h, prędkość przelotowa- 263 (wg [6]- 285) km/h, prędkość manewrowa- (wg [6]- 225) km/h, prędkość przeciągnięcia bez klap- (wg [6]- 125) km/h, prędkość przeciągnięcia z klapami- (wg [6]- 113) km/h, prędkość minimalna- 96 km/h, wznoszenie- 5,1 (wg [6]- 4,5) m/s, zasięg- 1080-1430 (wg [6]- 1400) km.