L'invention concerne un système de commande de circuit de carburant pour turboréacteur d'avion comportant un mode de fonctionnement où la poussée nette du moteur augmente quand la vitesse de l'avion croît et un mode de fonctionnement où cette poussée diminue dans le même cas, la sélection de l'un ou l'autre de ces modes étant assurée par un distributeur 44, à commande manuelle ou automatique, piloté par un stabilisateur de nombre de Mach 46, et commandant un régulateur de débit de carburant 42 en fonction des conditions de vol.