¿Cómo cambia el centro de presión con el ángulo de ataque?

Este artículo de Wikipedia explica que el movimiento del centro de presión con cambios en el ángulo de ataque depende de la forma del perfil aerodinámico. En resumen:

• Para un perfil aerodinámico simétrico, a medida que cambian el ángulo de ataque y el coeficiente de sustentación, el centro de presión no se mueve. Permanece alrededor del punto de cuarto de cuerda para ángulos de ataque por debajo del ángulo de ataque de pérdida.
• Para un perfil aerodinámico combado convencionalmente, el centro de presión se encuentra un poco detrás del punto de un cuarto de cuerda en el coeficiente de sustentación máximo (ángulo de ataque grande), pero a medida que se reduce el coeficiente de sustentación (ángulo de ataque reducido) el centro de presión se mueve hacia la parte trasera.
• Para un perfil aerodinámico con cámara refleja, el centro de presión se encuentra un poco por delante del punto de un cuarto de cuerda en el coeficiente de sustentación máximo (ángulo de ataque grande), pero a medida que se reduce el coeficiente de sustentación (ángulo de ataque se reduce) el centro de presión se mueve hacia adelante.

No tengo una expresión simple que se pueda usar para predecir este movimiento del centro de presión, pero supongo que se puede usar un paquete de dinámica de fluidos computacional para modelar esto para las superficies aerodinámicas específicas que se usan en la aeronave.

No es un cálculo fácil. Incluso durante nuestra ingeniería nos dijeron cómo cambia, pero nunca una solución matemática. Pero he visto que esto se calcula en MATLAB.