Как изменяется центр давления при изменении угла атаки?

В этой статье в Википедии объясняется, что перемещение центра давления при изменении угла атаки зависит от формы аэродинамического профиля. В итоге:

• Для симметричного аэродинамического профиля при изменении угла атаки и коэффициента подъемной силы центр давления не перемещается. Он остается около точки четверти хорды для углов атаки ниже угла атаки сваливания.
• Для аэродинамического профиля с обычным изгибом центр давления находится немного позади точки четверти хорды при максимальном коэффициенте подъемной силы (большой угол атаки), но по мере уменьшения коэффициента подъемной силы (уменьшения угла атаки) центр давления перемещается назад.
• Для аэродинамического профиля с рефлекторным изгибом центр давления находится немного впереди точки четверти хорды при максимальном коэффициенте подъемной силы (большой угол атаки), но по мере уменьшения коэффициента подъемной силы (уменьшения угла атаки) центр давления перемещается вперед.

У меня нет простого выражения, которое можно было бы использовать для предсказания этого движения центра давления, но я полагаю, что для моделирования этого для конкретных аэродинамических профилей, используемых на самолете, можно использовать пакет вычислительной гидродинамики.

Это не простой расчет. Даже во время нашего проектирования нам говорили, как это смещается, но никогда не было никакого математического решения этого. Но я видел, как это вычисляется в MATLAB.