В июле 2003 года главы правительств штатов Виргиния и Мэриленд приняли совместное решение поручить Комиссии по коммерции и торговле штата Виргиния и Комиссии по бизнесу и экономическому развитию штата Мэриленд сформировать рабочую группу, которая бы разработала концепцию и план мероприятий по включению функций коммерческого космодрома в структуру управления и функционирования Центра полётов на острове Уоллопс. Инвестиционный проект по развитию космодрома, первоначально известного под названием «Центр космических полётов Виргинии» (Virginia Space Flight Center), был реализован «Организацией коммерческих полётов Виргинии» (англ.Virginia Commercial Space Flight Authority, VCSFA) за счёт федерального бюджета, бюджетов штатов, а также средств частных вкладчиков.
Стартовые площадки
Стартовый комплекс LP-0 (англ.Launch Pad, LP или англ.Launch Area, LA) состоит из трёх пусковых площадок: LP-0A (Pad 0A), LP-0B (Pad 0B) и LP-0С (Pad 0C).
Пусковая площадка 0A (LP-0A) была построена для ракеты Conestoga[англ.], которая совершила один полёт в 1995 году с этой площадки; впоследствии программа ракеты была закрыта. В сентябре 2008 года первоначальная пусковая ферма была снесена и перестроена для использования c РН Антарес.
Пусковая площадка 0B (LP-0B) начала функционировать в 1999 году, впоследствии была модернизирована. Используется для запусков РН Минотавр
В декабре 2019 года в составе Среднеатлантического регионального космопорта был открыт стартовый комплекс LC-2 компании Rocket Lab (LP-0С, Pad 0C) предназначенный для запусков американско-новозеландского носителя «Электрон»[1]. Первый пуск «Электрона» со этого стартового комплекса состоялся 24 января 2023 года[2].
Полезная нагрузка: экcпериментальный аппарат для вывода на орбиту и возвращения малых спутников (Multipurpose Experiment Transporter to low Earth Orbit and Return) Единственная попытка орбитального запуска носителя Conestoga.
Корабль снабжения МКС Для запуска корабля впервые использована обновлённая версия ракеты-носителя, «Антарес-230+». Основным изменение является структурное усиление конструкции первой ступени, которое позволит не выполнять дросселирование двигателей первой ступени при достижении ракетой уровня максимального аэродинамического сопротивления. Уровень перегрузки в течение полёта повысился с 4 до 5 g. Была снижена стартовая масса ракеты-носителя, за счет облегчения как первой, так второй ступеней. Также изменена траектория полёта ракеты-носителя за счёт снижения перигея орбиты выведения корабля. Все нововведения позволили повысить массу полезной нагрузки доставляемой кораблём[12].