Qual é a principal causa de separação induzida por choque (stall de choque)?

No link de vídeo acima descrevendo Prandtl Meyer Waves, o palestrante afirmou (às 22:40) um fato muito importante no qual ele baseou sua primeira metade da palestra. "Onda Mach (linhas mach) defletem o fluxo através de um ângulo infinitamente pequeno".

Agora, vamos olhar o fluxo sobre o aerofólio. Primeiro, o fluxo sobre a superfície superior irá acelerar para velocidades supersônicas (e acima) até atingir o ponto (aproximadamente) de cambagem máxima. Devido à aceleração, as linhas de machos irão divergir e, é claro, nenhuma onda de choque se formará. Mas, após o ponto de máxima curvatura, onde um gradiente de pressão adverso será introduzido e desacelerará o fluxo de ar do que as linhas de mach começarão a convergir (coalescer). Uma vez que o fizer, a onda de choque se formará acima de um aerofólio (foto abaixo). Se a aeronave continuar acelerando, as linhas mach se cruzariam entre si mais abaixo e abaixo do aerofólio, trazendo uma onda de choque para baixo, até encontrar a fuselagem (esta frase é minha suposição e eu gostaria de confirmar se estiver correta). Nesse ponto (uma vez que ele toca a fuselagem), a camada limite sempre se separará e causará uma paralisação de choque (também, minha suposição, isso acontecerá sempre?). Minha pergunta é:

A separação da camada limite é causada pelo aumento da pressão instantânea extrema na superfície do aerofólio ou por causa da convergência das linhas mach e do defletor do fluxo de ar, independentemente da pressão (e densidade) alterada? Ou é combinação de ambos? Além disso, se a declaração do palestrante estiver correta, as linhas mach não devem desviar o fluxo de ar mais cedo e não apenas no ponto em que elas se fundem?