А 210 - легкий двухместный, с рядным расположением пилотов, однодвигательный самолёт, низкоплан нормальной аэродинамической схемы, предназначенный для воздушных путешествий, тренировочных полётов и буксировки. Самолёт разработан и выпускается Aquila Technische Entwicklungen GmbH со штаб-квартирой в Нойенхагене, Германия.

Проектирование самолёта было начато в 1995 году, и через три года были созданы детали и узлы первого прототипа, а в апреле 1999 г. произведена его полная сборка. В течении следующих полутора лет проводилось усиленное тестирование и инспекция самолёта экспертами Luftfahrt Bundesamt Германской авиационнй администрации (German aviation authorities) и 5 марта 2000 г. пилот-испытатель Хейнер Ньюман (Heiner Neumann) впервые поднял AQUILA A 210 в воздух с аэродрома в Нойенхагене.

Благодаря рядному расположению мест, просторная, закрытая кабина экипажа имеет достаточное пространство даже для высоких пилотов. Не имеющий перегородок в остеклении, цельный фонарь самолёта позволяет осуществлять отличный круговой обзор, что особенно важно при выполнении тренировочных полётов. Позади регулируемых кресел пилотов располагается багажный отсек, доступ к которому осуществляется через дверь сбоку фюзеляжа.

Крыло самолёта - трапециевидной формы в плане с ламинарным профилем малого сопротивления, оснащено щелевым закрылком Фаулера из серии Horstmann-Quast (HQ) специально разработанным для этого самолёта подразделением DLR Braunschweig Германского Аэрокосмического Центра (German Aerospace Center). Закрылки управляются электрически и являются очень эффективными, что позволяет на режиме посадки достичь максимальных значений подъёмной силы, а на режиме взлёта даёт возможность безопасного управления самолётом при старте с коротких и грунтовых взлетно-посадочных полос.

В цельнокомпозитной конструкции самолёта широко использованы стекло- и углепластики. Обшивка крыла - трехслойная ("сэндвич"), между двумя слоями стеклопластика находится заполнитель из пенопласта. Аналогичную структуру, но с дополнительными элементами жёсткости из углепластика имеют хвостовое оперение, закрылки и управляющие поверхности. Лонжерон крыла и другие элементы конструкции крыла, воспринимающие основную нагрузку, изготовлены из углепластика. Фюзеляж представляет собой стеклопластиковый монокок с углепластиковыми стрингерами и стекло/углепластиковыми шпангоутами.

Неубирающееся трехопорное с носовой опорой шасси самолёта состоит из основных стоек, изготовленных из высокопрочной стали и передней, специальным образом подрессоренной, поворотной стойки. Три больших и одинаковых по диаметру колеса допускают эксплуатацию самолёта с неровных ВПП, а также в жестких условиях осуществления тренировочных взлет-посадок.

Силовая установка самолёта состоит из гидравлически управляемого двухлопастного винта изменяемого шага MTV-21-A/175-05 и четырехтактного четырехцилиндрового поршневого двигателя Rotax 912S мощностью 100 л.с. Топливные баки выполнены в виде кессон-баков в крыле, с ёмкостью по 60 л каждый. В качестве топлива возможно использование неэтилированного автомобильного бензина высокого качества (с октановым числом 95).

Електрическая система самолёта, включающая в себя аккумулятор и генератор переменного тока, рассчитана на питание 14 В. Все электрические нагрузки контролируются по индивидуальным цепям и подсоединяются к системе питания посредством переключателей кулисного типа или автоматических выключателей - реле обратного тока, соответственно. Переключатель зажигания запускает два отдельных контура зажигания.

Aquila A 210 сертифицирован согласно нормам лётной годности JAR-VLA для эксплуатации днём по правилам визуального полёта. Планируется проведение дополнительного сертифицирования самолёта для возможности осуществления буксировки планёров.

Модификация	A 210
Размах крыла, м	10.30
Площадь крыла, м	10.50
Длина, м	7.30
Высота, м	2.30
Ширина кабины	1.20
Масса, кг
пустого	490
максимальная взлетная	750
Полезная нагрузка, кг	260
Максимальный вес багажа, кг	40
Максимальная нагрузка на крыло, кг/м	71.5
Емкость топливных баков, л	2 60
Тип двигателя	1 ПД ROTAX 912S
Мощность, л.с.	100
Разбег, м	250
Пробег, м	200
Максимальная скорость, км/ч	305
Макс. скорость полёта, км/ч	240
Крейсерская скорость, км/ч	191
Скорость сваливания на посадке, км/ч	80
Скороподъемность, м/с	3.8
Дальность, км	1150
Расход топлива, л/ч	16.6
Потолок, м	4450