Système d’alimentation (17) en fluide combustible d’une chambre de combustion (8) pour une turbomachine (4) d’aéronef (1), le système d’alimentation (17) comprenant : - une conduite interne (18) s’étendant le long d’un axe (C) et comprenant un passage interne (20) de circulation du fluide combustible, et - une première vanne (24) comprenant un port d’entrée (24a) du fluide combustible, un port de sortie (24b) du fluide combustible relié fluidiquement au passage interne (20) et un organe mobile entre une première position d’ouverture dans laquelle le port d’entrée (24a) est en communication fluidique avec le port de sortie (24b) et une seconde position de fermeture empêchant la communication fluidique entre le port d’entrée (24a) et le port de sortie (24b), caractérisé en ce que le système d’alimentation (17) comprend en outre : - une gaine externe (22) agencée coaxialement autour de la conduite interne (18), - un espace annulaire (23) délimité par la gaine externe (22) autour de la conduite interne (18), l’espace annulaire (23) étant destiné à être soumis à une pression seuil, et - un capteur de pression (26) configuré pour mesurer la pression dans l’espace annulaire (23) et transmettre un signal de fermeture (SF) pour déplacer l’organe mobile de la première à la seconde position lorsque la pression mesurée dans l’espace annulaire (23) est inférieure à la pression seuil. Système d’alimentation selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comprend un premier moteur (25) électrique d’actionnement de la première vanne (24), le premier moteur (25) étant configuré pour recevoir un premier ordre de commande de fermeture (OF) correspondant au signal de fermeture (SF) du capteur de pression. Système d’alimentation selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la conduite interne (18) comprend un tronçon d’entrée (18a) du fluide combustible, un tronçon de sortie (18b) du fluide combustible, et un tronçon central (18c) situé selon l’axe (C) entre les tronçons d’entrée et de sortie (18a, 18b), la gaine externe (22) étant agencée autour du tronçon central (18c) et la première vanne (24) étant agencée entre le tronçon d’entrée (18a) et la gaine externe (22). Système d’alimentation selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’espace annulaire (23) est rempli avec un gaz inerte tel que du diazote (N 2 ). Système d’alimentation selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la pression seuil est comprise entre 1 bar et 120 bar. Système d’alimentation selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comprend une seconde vanne (24’) comprenant : un port d’entrée (24a’) du fluide combustible, un port de sortie (24b’) du fluide combustible, un organe mobile entre une première position d’ouverture dans laquelle le port d’entrée (24a’) est en communication fluidique avec le port de sortie (24b’) et une seconde position de fermeture empêchant la communication fluidique entre le port d’entrée (24a’) et le port de sortie (24b’), le signal de fermeture (SF) du capteur de pression (26) étant destiné à déplacer l’organe mobile de la seconde vanne (24’) de la première à la seconde position, la gaine externe (22) étant située entre les première et seconde vannes (24, 24’). Système d’alimentation selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comprend un second moteur (25’) électrique d’actionnement de la seconde vanne (24’), le second moteur (25’) étant configuré pour recevoir un second ordre de commande de fermeture (OF’) correspondant au signal de fermeture (SF) du capteur de pression. Turbomachine (4) pour un aéronef (1), la turbomachine (4) s’étendant autour d’un axe longitudinal (X) et comprenant d’amont en aval : - un compresseur basse pression (6), - un compresseur haute pression (7), - une chambre de combustion (8), - une turbine haute pression (9), et - une turbine basse pression (10), caractérisée en ce que la turbomachine (4) comprend un système d’alimentation (17) selon l’une quelconque des revendications précédentes relié à la chambre de combustion (8). Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’elle comprend un module de commande (27) relié électroniquement au capteur de pression (26) et configuré pour commander la première vanne (24) selon le signal de fermeture (SF) du capteur de pression (26). Turbomachine selon l’une des revendications 8 ou 9, caractérisée en ce que la chambre de combustion (8) comprend une enceinte annulaire (8a) et un injecteur (8b) débouchant dans l’enceinte annulaire (8a) et relié à la conduite interne (18).