Por que a taxa de pitch q é zero enquanto o ângulo de ataque está mudando e vice-versa?

Why the pitch rate q is zero while angle of attack is changing and vice versa?

Geralmente não (*). Você entendeu mal a afirmação no livro do Etkin.

A imagem que você postou vem do capítulo sobre "as derivadas $ q $" $ C_ {L_q} $, $ C_ {M_q} $ e $ C_ {h_q} $.

O livro é bastante explícito:

These derivatives represent the aerodynamic effects that accompany rotation of the airplane about a spanwise axis through the C.G. while $\alpha$ remains zero

Em seguida, apresenta

Figure (b) shows the general case in which the flight path is arbitrary

(esta é a figura que você postou)

This should be contrasted with the situation illustrated in figure (a), where $q=0$ while $\alpha$ is changing.

O livro não implica, de forma alguma, que um caso ou outro seja verdadeiro, está apenas apresentando exemplos acadêmicos contrastantes para ilustrar o conceito de quais são as derivadas $ q $.

(*): Eu disse geralmente porque o livro em si apresenta um caso em que você PODE ter constantes $ q $ e $ \ alpha = 0 $, o constante pull-up. Novamente, isso não implica que você sempre tenha

q is zero while angle of attack is changing and vice versa

'q' é a taxa de variação ... taxa de variação do ângulo de inclinação, isto é, d (teta) / dt. Ângulo de inclinação é o ângulo entre a linha de referência da aeronave e o horizonte ..... Na primeira imagem, o ângulo de inclinação da aeronave é zero (como o nariz da aeronave está alinhado com o horizonte) .... Então, a taxa de tom é zero ....

O ângulo de ataque é um ângulo entre a linha de referência da aeronave e o vetor de velocidade ... Na segunda imagem, o ângulo de ataque é zero quando o nariz da aeronave está alinhado com o vetor de velocidade .....