對應于靠后的負載和機頭下沉配平，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。需要的機翼迎角也相應減小，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，但是也會導致不穩(wěn)定性。因此，現(xiàn)代飛機出于穩(wěn)定性和可控性需要設計成在尾部有向下的負載。
記住，由于來自機翼和機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。
飛機的可用載荷分布效果對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，重要的是對可控性，穩(wěn)定性和施加于機翼的實際載荷的變化。
一般的，當重心進一步靠后，特別是在慢速飛行時，飛機的可控性變差。一架飛機的重心向后移動1-2英寸時，相對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。
確立一個靠后的重心極限對飛機設計者來說是公共慣例，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。當認證一架公用類飛機以允許有意的螺旋時，靠后的重心極限通常確定在普通類飛機允許的極限位置之前幾英寸的點上。
另一個影響可控性的因素在當前的大飛機設計中正在變得更加重要，即重設備和貨物位置的長力臂效應。同一架飛機可以通過集中燃油、乘客和貨物靠近設計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翼的兩側(cè)，貨物分散到機艙的前后。
對于相同的總重和重心，載荷分散時，在紊流中飛行機動或者維持水平飛行將需要更大的控制力。這是真實的，因為大量的燃油和重物所處的位置有長力臂，必須通過控制面的反作用力來克服。當控制條件處于邊際時，一架油箱完全在機翼或者翼尖油箱的飛機在側(cè)滾時趨向于反應遲緩，貨物裝載在過分靠前或者靠后都會對升降舵控制響應變慢。
一架飛機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。最初一種類型認證的適航要求指定特定速度下飛行的飛機在確定的幾次上下擺動內(nèi)要能夠阻尼機頭的垂直偏移。一架飛機的載荷太靠后可能達不到這樣的要求。相反地，當機頭突然拉起時，可能會發(fā)生交替的爬升和俯沖，且隨每次上下擺動變的越來越陡峭。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難以操控。
任何飛機的失速改出都隨重心靠后而變的更加困難。這對于螺旋改出特別重要，在任何飛機的靠后負載上有一點，這一點可以發(fā)生水平螺旋。水平螺旋即離心力作用于正好靠后的重心，這個離心力會把飛機尾部從螺旋軸拉出，使得飛機機頭朝下進而改出螺旋成為可能。
一架飛機的載荷裝載在后面的重心極限允許位置上時，它的轉(zhuǎn)彎和失速機動的操作以及著陸特性和裝載在靠前位置有很大的差別。