在VG图上还有重要的另外两点。第一，是正极限载荷因子和最大正升力线的交点。这点是空气动力学地达到极限载荷因子的最低空速。任何超过此点的空速将会产生能够损坏飞机的足够强的升力；任何低于此点的空速产生的正升力都不足以导致飞机的过载损坏。这个速度的一般术语叫“机动速度”，原因是亚音速空气动力学的考虑能够预知这种条件下的最小可用转弯半径。机动速度是个有用的参考点，因为飞机低于这个速度飞行时不会产生破坏性的正的飞行载荷。在机动速度以下，机动和驟风的任何结合都不会产生机翼过载的破坏。
下一个是负极限载荷因子和最大负升力线的交点。任何大于这点的空速，将会产生足以损坏飞机的负升力；任何低于此点的空速产生的负升力都不足以导致飞机的过载损坏。
极限空速(红线速度)是飞机的设计参考点，这张图的飞机受限于225mph。如果飞机要超过这个极限速度，很多现象会导致结构化损坏和结构化故障。 因此，飞机在飞行时是受限于一套速度和不超过极限速度的载荷因子组合，也不能超过极限载荷因子，也不能超出最大升力性能。飞机必须在这个包络线内运行，这样才能够避免结构化损坏，以确保飞机达到预期的使用期限。飞行员必须把VG图看作是安全运行条件下的空速和载荷因子的允许组合。任何处于结构包络线之外的机动或者驟风将会导致飞机的结构损坏，它将有效的缩短飞机的使用期限。
重量和平衡
飞行员经常把飞机的重量和配平数据看作是只对工程师，调度员，或者定期/非定期航空运输管理者重要的信息。准着这个思路，可以推理飞机在认证程序中被称重，无论设备的变化或者维修，这个数据是不确定的。进一步的，这个信息被错误的简化为一个行之有效的程序或者叫“拇指规则”，例如“如果我有三位乘客，我只可以装载100加仑的燃油，4位乘客的话，那么就只能装载70加仑的燃油。”
不可否认的是，这个拇指规则在大多数场合是适当的，但是就如这个标题“重量和平衡”暗示的，不只要考虑飞机的重量，还要考虑它的重心(CG)的位置。重心的重要性在稳定性，可控性和性能方面的讨论中应该已经很明显。如果所有飞行员理解和认识到重心对飞机的影响，那么就可以从记录中去掉一种类型的事故：“事故的主要原因-飞机的重心超出后面的极限位置和不平衡的载荷分布导致飞机呈不稳定性。飞行员在起飞时失控导致飞机坠毁。”
当深入思考的时候，业经证明的飞机的原因是如此的明显。例如，对飞行员来说如果没有承载全部定额乘员，那么就可以承载额外的燃油来延长航程。此外，禁止承运行李也是不切实际的，只有在处于旋转时它的重量才会对飞机飞行特性产生相反的效果。飞机有重量和配平限制的两个基本原因：
1. 由于重量对飞机的主要结构和它的飞行特性有影响
2. 由于这个重量的位置也对飞行特性有影响，特别是在失速和旋转改出和稳定性中。
重量对飞行性能的影响
一架飞机的起飞/爬升和着陆性能是根据它的最大允许起飞和着陆重量来确定的。较重的总重量会导致较长的起飞滑跑和较慢的爬升，着地速度越快，着陆滑行就越长。即使很小的过载也会使得飞机不能越过障碍物，而这个障碍物在良好的条件下起飞时根本不用认真的考虑。
过载对性能的有害影响不限于起飞和着陆时的直接危险。过载对所有爬升和巡航性能都有相反的影响，它将导致爬升时的过热，发动机部件的附加磨损，燃油消耗的增加，巡航速度变慢，还缩短了最大航程。
现代飞机制造商为制造的每一架飞机提供重量和平衡数据。通常这个信息可以在FAA批准的飞机飞行手册或者飞行员操作手册(AFM/POH)中找到。随着这些年飞机设计和制造技术的进步，已经开发出为确定重量和配平数据的“易读图表”。这些飞机增加的性能和负荷能力要求严格的遵守制造商制定的操作限制。对建议的任何偏差都会导致结构损坏或者甚至是飞机结构的完全失效。即使一架飞机的载荷处于最大重量限制之内，重量的分布也必须使重心处于限制范围以内。前面对航空动力学和载荷因子的简单学习说明了这个预防措施的原因。后面的讨论重量和配平条件重要性的几个原因提供一些背景信息，这些条件对飞机的安全飞行很重要。
飞行员经常完全不知道所飞飞机的重量和配平限制，也不知道这些限制的原因。在一些飞机里，不可能坐满所有座位，或者行李箱不是满的，油箱也不是满的，而且也仍然处于有效的重量和平衡限制内。作为一个例子，在一些流行的四座飞机上，当四个座位坐满还带一些行李的时候，油箱可能不会加满。在一架双座飞机上，如果要打算练习旋转的话，就不允许在座位后面的行李箱装行李。
重量对飞机结构的影响
额外重量对飞机机翼机构的影响是不容易明显看出来的。适航要求规定认证的普通类飞机结构必须足够结识能够承受3.8G的载荷因子，以承受机动和驟风导致的动态载荷。意思就是飞机的主结构能够承受3.8倍有效总重量而不会发生结构损坏。如果这被认为是载荷因子的表现的话，100磅过载会引起潜在的结构过载量为380磅。在通用类和特技类飞机上相同的考虑更加明显，他们分别要求载荷因子最大为4.4和6.0。
过载导致的结构损坏会引人注目和非常悲惨，但是一般更多的是过载逐渐的影响结构组件，这种形式的影响是难以检测的，而且维修费用昂贵。习惯性过载的最
严重后果之一就是过载的影响是积累的，在以后的完全正常操作中可能导致结构损坏。由于过载而作用于结构部件上的应力确信会加速金属疲劳破损的发生。 飞行机动和阵风影响的载荷因子将会加重飞机总重增加的后果。一架能够承受大约3G载荷因子的飞机结构，如在从急俯冲改出时，必须要准备为每增加100磅重量承受额外的300磅重量。在特定的飞机上这就是由额外不必要的16加仑燃油引起的。FAA认证的民用飞机被结构化的分析过，在最大总重的条件下测试过飞行，在标注的速度内飞行过。以超过这个重量的总重飞行也是完全可能的，而且一般性能效率也是很好的。虽然如此，这个事实不应该误导飞行员，因为飞行员可能没有认识到这样的载荷不是为这样的飞机设计的，也不知道飞机的全部或部分结构上产生的载荷大小。
不管飞机是承载乘客还是货物，必须考虑结构。座位，行李舱，以及客舱地板是为特定载荷或者载荷集中设计的。例如，一架轻型飞机行李舱可能由于支撑结构的极限强度而标称载货量为20磅，即使飞机不会过载或者在那个位置有更多重量也不会使得重心越限。
重量对飞机稳定性和可控性的影响
过载对飞机的稳定性影响也没有被广泛的认识到。一架飞机载荷正常时，可以观察到它相当稳定和可控，而当过载时会发现有相当不同的飞行特性。尽管重量的分布对稳定性有直接的影响，无论重心的位置在哪里，都可以预料到飞机总重的增加可能会对稳定性有不利的影响。
如果总重过重，那么很多认证过的飞机的稳定性完全不能令然满意。
载荷分布的影响
重心的位置对作用于飞机机翼载荷的影响还没有被普遍的认识到，尽管它对爬升和巡航性能非常重要。和一些飞行员的信念相反的是，靠前位置载荷的飞机会较重，从而比重心靠后的同一飞机飞的较慢。
图3-39说明了这个原因。对于靠前的载荷，大多数飞机就需要机头上仰配平以维持水平巡航飞行。机头上仰配平导致就需要在机身后面的尾部翼面上产生更大的向下的负载，这增加到机翼载荷上，如果维持高度的话要求机翼产生的总升力也增加。这样就需要机翼有更大的迎角，进而导致阻力增大，接着失速速度变大。
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。
前面的重心极限要通过很多考虑来确定。作为一个安全度量，要求配平装置不管是配平片还是可调尾翼能够保持飞机在发动机停车的条件下正常的滑翔。为确保紧急情况时的最小着陆速度，一架常规飞机必须能够完全失速停车着陆。后三点式飞机的载荷使得机头过重而难于滑行，特别是有大风的时候。通过使用刹车，很容易是机头过高，在没有跳动的时候会非常难于着陆，因为在着陆缓慢下降和拉平的时候很容易俯冲。
地面上的操纵困难可能出现在前轮型飞机上，特别是在着陆侧滑和起飞时。 1. 重心位置影响升力和机翼迎角，作用于尾部的力的大小和方向，以及尾翼（为稳定提供适当的平衡力）偏差度。后者是非常重要的，因为它关系到升降舵的控制力。
2. 重心位置靠前时，飞机将会在较高速度上失速。这是因为增加的机翼载荷在较高速度时达到失速迎角。
3. 较大的升降舵控制力通常随靠前重心而出现，因为平衡飞机所需要的升降舵偏差度增加了。
4. 重心位置靠后的飞机可以更快的巡航，因为阻力降低了。阻力降低是因为迎角更小，克支持飞机和克服机头向下的配平趋势所需要的升降舵偏差度也更少。 5. 随重心位置后移也使得飞机的稳定性变差。这是因为随着重心位置后移，导致迎角增加。因此机翼对飞机稳定性的影响降低了，而尾部影响仍然稳定。当机翼和尾部在这点达到平衡时，就出现了中性稳定性。重心位置任何进一步后移会导致飞机进入不稳定状态。
6. 靠前的重心位置增加了升降舵的反压力要求。在机头向下的情况下升降舵可能不再能够继续增加配平了。为能够在失速速度以上的范围内控制飞机，需要有足够的升降舵控制。