AIRCRAFT TURBOMACHINE COMPRISING A BEARING SUPPORT HAVING AN IMPROVED DESIGN

The invention relates to an assembly for an aircraft turbomachine (20), the assembly comprising a stator section (26), a first bearing (28a), a second bearing (28b) and a holder part (32) in an oil chamber (22) delimited by an outer chamber-delimiting portion (24) incorporated into the stator section (26), the holder part (32) comprising: - a first axial end portion (34a) forming an outer ring (36) of the first bearing (28a) or supporting such a ring (36); - a second axial end portion (34b) forming an outer ring of the second bearing (28b) or supporting such a ring, an oil squeeze film damper (50) being arranged between the second portion (34b) and the stator section (26); - an intermediate ring (46) arranged axially between the first and second portions (34a, 34b) and forming a flexible connection and an oil-splash protection element. L'invention concerne un ensemble (20) pour turbomachine d'aéronef, comprenant une partie de stator (26), un premier roulement (28a), un second roulement (28b) et une pièce de support (32) dans une enceinte d'huile (22) délimitée par une portion extérieure de délimitation d'enceinte (24) intégrée à la partie de stator (26), la pièce de support (32) comprenant : - une première portion d'extrémité axiale (34a) formant une bague extérieure (36) du premier roulement (28a), ou supportant une telle bague (36); - une seconde portion d'extrémité axiale (34b) formant une bague extérieure du second roulement (28b) ou supportant une telle bague, un film d'huile (50) d'amortissement par compression étant agencé entre la seconde portion (34b) et la partie stator (26); - une bague intermédiaire (46), agencée axialement entre les première et seconde portions (34a, 34b), et formant une liaison souple ainsi qu'un élément de protection anti- projection d'huile.