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1982～1983年在PC-7技术验证机上完成主要部件飞行试验和空气动力特性最优化设计，随后制造两架预生产型PC-9。第一架于1984年5月7日首次飞行，临时性安装一具哈策尔公司三叶螺旋桨；比第一架更加完善的第二架于1984年7月20日首次飞行。至1985年5月底，两架预生产型PC-9累计飞行350多小时，1985年9月19日获得特技飞行许可证，比计划提前了三个月。PC-9的第一个客户是缅甸空军。订购4架；1985年9月26日，沙特阿拉伯皇家空军订购30架。PC-9还有两种型别： PC-9A是澳大利亚型。1986年7月10日澳大利亚皇家空军订购67架，其中头两架由皮拉蒂斯飞机公司制造，随后提供6架PC-9A的全套散件和11架PC-9A的主要部件，其余48架将由澳大利亚霍克·德·哈维兰飞机公司和政府飞机制造厂许可证生产。1986年7月底，澳大利亚国防部为两家不愿透露姓名的客户追加订货25架。 PC-9B是德国型。PC-9B从1990年9月开始向德国交付10架，用来替换OV-10B执行拖靶任务。与标准型相比，PC-9B增大了燃油容量，使任务续航时间增至3小时20分钟。2台起重铰车装在机翼内侧的挂架上。起重铰车后有一舱可装拖靶和声学脱靶距离测量系统。 1991年春开始向美国陆军交付3架PC-9。目前该机总销售量已达140架。 皮拉蒂斯飞机公司与美国比奇飞机公司合作提出PC-9的改进型，参加美国空/海军联合初级教练机系统(JPATS)的投标。
机翼 悬臂式下单翼，翼根翼型PIL-15M825、翼梢翼型PIL-12M850，机翼外段上反角7°，翼根安装角1°，翼梢扭转角-2°，1/4弦线后掠角1°。带辅助梁、肋和纵向加强蒙皮的单片全金属单梁基础结构；包覆铝合金(2024)蒙皮，桁条加强；玻璃纤维加强塑料整流罩；重量补偿简易副翼，后缘开缝襟翼及机腹减速板。襟翼和减速板液压作动，副翼由推/拉杆机械作动；副翼调整片由电作动调整。 机身 带长桁、隔板和铝合金蒙皮的全金属半硬壳式结构，玻璃纤维加强塑料整流罩。 尾翼 悬臂式全金属结构，方向舵和升降舵带配重，由钢索作动。右侧半升降舵上有调整片，方向舵上装调整/反补偿片，它们都带配重并用电气调整。 起落架 油－气减震液压收放前三点式起落架，正常及应急均用液压操纵。液压驱动前轮转向。古德里奇公司机轮和轮胎，主轮采用古德里奇公司多活塞液压制动盘刹车，停放刹车装置。澳大利亚空军型装有低压轮胎，可在草地机场上起降。 动力装置 装一台功率为857千瓦(1165马力)普拉特·惠特尼加拿大公司PT 6A-62涡轮螺桨发动机，平坦功率708千瓦(963马力)，驱动一具哈策尔公司HC-D4N-ZA9512A四桨叶恒速全顺桨带整流罩螺旋桨。两机内油箱位于机翼前缘，总可用油量535升。燃油系统包括一位于前座舱之前的机内特技飞行油箱，容量12升，允许倒飞60秒钟。翼下中心外挂点可挂两个154升或248升副油箱。滑油量16升。
系统 环境控制系统采用空气循环和发动机引气进行座舱加热/通风和座舱盖除雾。费尔雷系统公司液压系统，压力207×105帕(211公斤/厘米2)，用于驱动起落架、主起落架舱门、前轮转向及开启襟翼和减速板，系统最大流量18.8升/分。自举式滑油/液压油贮存器，压力3.45～207×105帕(3.5～211公斤/厘米2)。应急情况下使用压力为207×105帕(211公斤/厘米2)的液压/氮气储存器。主要电气系统包括利尔·西格勒公司30伏200安起动/发电机和一组24伏、40安小时蓄电池；两台静变流器提供115/26伏400赫交流电。备有地面电源插口。皮托管、静压口和攻角传感器的电热除冰系统是标准装置。螺旋桨桨叶电热除冰设备供选用。氧气系统可从两舱的仪表板上独立选择和控制。 机载设备 前、后座舱仪表设备均可按客户特殊要求安装，其中包括克莱托公司计算机操纵仪表系统，单套或复式甚高频/特高频/高频电台。沃迪公司通信、导航和机内通信系统。主起落架支柱上装可收放250瓦着陆/滑行灯。可供选择设备包括柯林斯公司或本迪克斯公司阴极射线管显示器(电子指引地平仪和航道罗盘)，应急电池组，平视显示器，编码高度表，应急方位发射机，仪表飞行暗舱罩，抗过载系统和螺旋桨电阻丝加热除冰设备等。
外形尺寸 翼展 10.124米 |
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座舱 双座梯级串列布局，装马丁－贝克公司的MKCH 11A可调节弹射座椅。后座比前座高15厘米。座椅可在零高度和112公里/小时速度下穿盖弹射。抗荷系统备选。佩耳斯佩克斯公司单块丙烯酸风挡，单块座舱盖向右开启。复式操纵。加热通风。座舱盖除雾。座椅后部空间可载25千克行李。
