Estructura de material compuesto para fuselaje de aeronave y su procedimiento de fabricación

La presente invención proporciona una estructura cerrada en material compuesto para fuselaje de aeronave conformada sobre un útilmacho del que puede separarse en una determinada dirección, comprendiendo dicha estructura un único panel exterior y una pluralidad de rigidizadores longitudinales interiores integrados en dichopanel, de tal forma que el coeficiente de dilatación del útil macho es mayor que el coeficiente de dilatación del material compuesto de la estructura, pudiendo así extraerse en una sola operaciónla estructura ya fabricada, formada por el panel y los rigidizadores interiores integrados. La presente invención propone ademásun procedimiento para la fabricación de una estructura cerrada tal. The present invention provides a closed composite material structure for aircraft fuselage shaped on a male jig from which it can be separated in a certain direction, said structure comprising a single outer panel and a plurality of inner longitudinal stiffeners integrated in said panel, such that the expansion coefficient of the male jig is greater than the expansion coefficient of the composite material of the structure, thus being able to remove the already manufactured structure, formed by the panel and the integrated inner stiffeners, in a single operation. The present invention further provides a process for manufacturing such a closed structure.