Dispositif de dégivrage pour une entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef

Un dispositif de dégivrage pour une entrée d'air (2) d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef s'étendant selon un axe X dans lequel circule un flux d'air d'amont vers l'aval, l'entrée d'air (2) comportant une cavité intérieure (20), s'étendant de manière annulaire autour de l'axe X, qui comporte une paroi intérieure (21) tournée vers l'axe X et une paroi extérieure (22) qui est opposée à la paroi intérieure (21), les parois (21, 22) étant reliées par un bord d'attaque, le dispositif de dégivrage comportant au moins un injecteur (3) d'un flux d'air chaud (FAC) dans la cavité intérieure (20), l'injecteur (3) comportant une embouchure (30) s'étendant selon un axe d'embouchure (X2), l'embouchure (30) étant configurée pour injecter un flux d'air chaud (FAC) ayant une dissymétrie selon l'axe d'embouchure (X2). Figure de l'abrégé : Figure 5 The invention relates to a de-icing device for an air intake of an aircraft turbojet engine nacelle extending along an X-axis in which an air stream flows from upstream to downstream, the air intake having an inner cavity, extending annularly about the X-axis, which comprises an inner wall facing the X-axis and an outer wall which is opposite the inner wall, the walls being connected by a leading edge, the de-icing device comprising at least one injector for injecting a stream of hot air into the inner cavity, the injector comprising a nozzle extending along a nozzle axis, the nozzle being configured to inject a stream of hot air having a dissymmetry along the nozzle axis.