對(duì)應(yīng)于靠后的負(fù)載和機(jī)頭下沉配平，尾部翼面要承受的向下載荷要少，這樣就減輕了機(jī)翼上的大部分載荷，以及維持高度所要求的總升力。需要的機(jī)翼迎角也相應(yīng)減小，因此阻力也減小，能夠得到更快的巡航速度。理論上來說，巡航飛行中尾部翼面承受適中的載荷能夠獲得最有效率的總體性能和最快的巡航速度，但是也會(huì)導(dǎo)致不穩(wěn)定性。因此，現(xiàn)代飛機(jī)出于穩(wěn)定性和可控性需要設(shè)計(jì)成在尾部有向下的負(fù)載。
記住，由于來自機(jī)翼和機(jī)身的下洗流施加于尾部翼面的力的原因，配平片位置為零不一定和“適中配平”相同。
飛機(jī)的可用載荷分布效果對(duì)飛行特性有重要的影響，即使載荷在重心極限位置和最大允許總重范圍以內(nèi)。在這些影響中，重要的是對(duì)可控性，穩(wěn)定性和施加于機(jī)翼的實(shí)際載荷的變化。
一般的，當(dāng)重心進(jìn)一步靠后，特別是在慢速飛行時(shí)，飛機(jī)的可控性變差。一架飛機(jī)的重心向后移動(dòng)1-2英寸時(shí)，相對(duì)于正常螺旋改出嘗試，從延長的螺旋中干凈利索的改出可能完全失敗。
確立一個(gè)靠后的重心極限對(duì)飛機(jī)設(shè)計(jì)者來說是公共慣例，即在最大值的1英寸范圍內(nèi)能夠允許從一圈螺旋中正常改出。當(dāng)認(rèn)證一架公用類飛機(jī)以允許有意的螺旋時(shí)，靠后的重心極限通常確定在普通類飛機(jī)允許的極限位置之前幾英寸的點(diǎn)上。
另一個(gè)影響可控性的因素在當(dāng)前的大飛機(jī)設(shè)計(jì)中正在變得更加重要，即重設(shè)備和貨物位置的長力臂效應(yīng)。同一架飛機(jī)可以通過集中燃油、乘客和貨物靠近設(shè)計(jì)重心而裝載成最大總重位于重心極限位置以內(nèi)；或者把燃油分散到機(jī)翼的兩側(cè)，貨物分散到機(jī)艙的前后。
對(duì)于相同的總重和重心，載荷分散時(shí)，在紊流中飛行機(jī)動(dòng)或者維持水平飛行將需要更大的控制力。這是真實(shí)的，因?yàn)榇罅康娜加秃椭匚锼�處的位置有長力臂，必須通過控制面的反作用力來克服。當(dāng)控制條件處于邊際時(shí)，一架油箱完全在機(jī)翼或者翼尖油箱的飛機(jī)在側(cè)滾時(shí)趨向于反應(yīng)遲緩，貨物裝載在過分靠前或者靠后都會(huì)對(duì)升降舵控制響應(yīng)變慢。
一架飛機(jī)靠后的重心極限很大程度上是出于穩(wěn)定性考慮而確定的。最初一種類型認(rèn)證的適航要求指定特定速度下飛行的飛機(jī)在確定的幾次上下擺動(dòng)內(nèi)要能夠阻尼機(jī)頭的垂直偏移。一架飛機(jī)的載荷太靠后可能達(dá)不到這樣的要求。相反地，當(dāng)機(jī)頭突然拉起時(shí)，可能會(huì)發(fā)生交替的爬升和俯沖，且隨每次上下擺動(dòng)變的越來越陡峭。這種不穩(wěn)定性不僅讓乘客感到不舒服，甚至在特定條件下也可能讓飛機(jī)難以操控。
任何飛機(jī)的失速改出都隨重心靠后而變的更加困難。這對(duì)于螺旋改出特別重要，在任何飛機(jī)的靠后負(fù)載上有一點(diǎn)，這一點(diǎn)可以發(fā)生水平螺旋。水平螺旋即離心力作用于正好靠后的重心，這個(gè)離心力會(huì)把飛機(jī)尾部從螺旋軸拉出，使得飛機(jī)機(jī)頭朝下進(jìn)而改出螺旋成為可能。
一架飛機(jī)的載荷裝載在后面的重心極限允許位置上時(shí)，它的轉(zhuǎn)彎和失速機(jī)動(dòng)的操作以及著陸特性和裝載在靠前位置有很大的差別。