对应于靠后的负载和机头下沉配平，尾部翼面要承受的向下载荷要少，这样就减轻了机翼上的大部分载荷，以及维持高度所要求的总升力。需要的机翼迎角也相应减小，因此阻力也减小，能够得到更快的巡航速度。理论上来说，巡航飞行中尾部翼面承受适中的载荷能够获得最有效率的总体性能和最快的巡航速度，但是也会导致不稳定性。因此，现代飞机出于稳定性和可控性需要设计成在尾部有向下的负载。
记住，由于来自机翼和机身的下洗流施加于尾部翼面的力的原因，配平片位置为零不一定和“适中配平”相同。
飞机的可用载荷分布效果对飞行特性有重要的影响，即使载荷在重心极限位置和最大允许总重范围以内。在这些影响中，重要的是对可控性，稳定性和施加于机翼的实际载荷的变化。
一般的，当重心进一步靠后，特别是在慢速飞行时，飞机的可控性变差。一架飞机的重心向后移动1-2英寸时，相对于正常螺旋改出尝试，从延长的螺旋中干净利索的改出可能完全失败。
确立一个靠后的重心极限对飞机设计者来说是公共惯例，即在最大值的1英寸范围内能够允许从一圈螺旋中正常改出。当认证一架公用类飞机以允许有意的螺旋时，靠后的重心极限通常确定在普通类飞机允许的极限位置之前几英寸的点上。
另一个影响可控性的因素在当前的大飞机设计中正在变得更加重要，即重设备和货物位置的长力臂效应。同一架飞机可以通过集中燃油、乘客和货物靠近设计重心而装载成最大总重位于重心极限位置以内；或者把燃油分散到机翼的两侧，货物分散到机舱的前后。
对于相同的总重和重心，载荷分散时，在紊流中飞行机动或者维持水平飞行将需要更大的控制力。这是真实的，因为大量的燃油和重物所处的位置有长力臂，必须通过控制面的反作用力来克服。当控制条件处于边际时，一架油箱完全在机翼或者翼尖油箱的飞机在侧滚时趋向于反应迟缓，货物装载在过分靠前或者靠后都会对升降舵控制响应变慢。
一架飞机靠后的重心极限很大程度上是出于稳定性考虑而确定的。最初一种类型认证的适航要求指定特定速度下飞行的飞机在确定的几次上下摆动内要能够阻尼机头的垂直偏移。一架飞机的载荷太靠后可能达不到这样的要求。相反地，当机头突然拉起时，可能会发生交替的爬升和俯冲，且随每次上下摆动变的越来越陡峭。这种不稳定性不仅让乘客感到不舒服，甚至在特定条件下也可能让飞机难以操控。
任何飞机的失速改出都随重心靠后而变的更加困难。这对于螺旋改出特别重要，在任何飞机的靠后负载上有一点，这一点可以发生水平螺旋。水平螺旋即离心力作用于正好靠后的重心，这个离心力会把飞机尾部从螺旋轴拉出，使得飞机机头朝下进而改出螺旋成为可能。
一架飞机的载荷装载在后面的重心极限允许位置上时，它的转弯和失速机动的操作以及着陆特性和装载在靠前位置有很大的差别。