Угол установки крыла (установочный угол крыла) — угол между центральной хордой крыла и продольной осью самолёта[1][2][3] (базовой линией фюзеляжа[4]). Положительное направление угла таково, что, при прочих равных, увеличение угла установки крыла увеличивает угол атаки крыла. Его величина находится обычно в пределах от 0 до +4 градусов[4][5].
Величина угла установки крыла выбирается конструктором исходя из многих критериев, среди которых: взлётно-посадочные и прочие аэродинамические характеристики[1][4], критерии обзора и обстрела[1] для штурмовых самолётов (больший угол установки улучшает обзор из кабины вперёд), горизонтальность фюзеляжа во время крейсерского полёта для транспортных самолётов.[1][4] Для минимизации аэродинамического сопротивления самолёта, угол установки крыла выбирают приблизительно равным углу атаки крыла основном режиме эксплуатации[5]; при этом, например, основной режим для транспортных самолётов это крейсерский полёт, а для истребителей — режим максимальной скорости[5].
На большинстве самолётов угол установки крыла фиксирован и не может меняться в полёте. Изменяемый в полёте угол установки крыла имели, например, торпедоносец/пикирующий бомбардировщик Supermarine Type 322[6], истребитель палубного базирования Vought F-8 Crusader (1953) и прототип бомбардировщика Шаблон:Нп3 (1949)[7].
