Przedział załogiEdytuj

Przedział załogi składał się z trzech pokładów i był obszarem nadającym się do zamieszkania pod ciśnieniem we wszystkich misjach promu kosmicznego. Kabina załogi składała się z dwóch miejsc dla dowódcy i pilota, a także z dodatkowych dwóch do czterech miejsc dla członków załogi. Pokład środkowy znajdował się poniżej kabiny załogi, gdzie ustawiono kuchnię i koje dla załogi, a także trzy lub cztery siedzenia członków załogi. Pokład środkowy zawierał śluzę powietrzną, która mogła wesprzeć dwóch astronautów podczas zajęć pozaszkolowych (EVA), a także mieć dostęp do modułów badawczych pod ciśnieniem. Pod pokładem środkowym znajdowała się komora sprzętowa, w której przechowywano systemy kontroli środowiska i zarządzania odpadami.:60–62:365–369

Podczas pierwszych czterech misji wahadłowca astronauci nosili zmodyfikowane siły powietrzne USA na dużych wysokościach kombinezony pełnociśnieniowe, w tym hełm pełnociśnieniowy podczas wchodzenia i schodzenia. Od piątego lotu STS-5, aż do utraty Challengera, załoga nosiła jednoczęściowe jasnoniebieskie kombinezony lotnicze z nomexu i hełmy ciśnieniowe. Po katastrofie Challengera członkowie załogi nosili kombinezon startowy (LES), ciśnieniową wersję kombinezonów ciśnieniowych na dużej wysokości z hełmem. W 1994 roku LES został zastąpiony przez pełnociśnieniowy kombinezon Advanced Crew Escape Suit (ACES), który poprawił bezpieczeństwo astronautów w sytuacjach awaryjnych. Columbia pierwotnie zmodyfikowała fotele z zerowym wyrzutem SR-71 zainstalowane w ALT i pierwszych czterech misjach, ale zostały one wyłączone po STS-4 i usunięte po STS-9.:370–371

Kabina załogi znajdowała się na najwyższym poziomie przedziału załogi i zawierała elementy sterujące orbiterem. Dowódca siedział na lewym przednim siedzeniu, a pilot na prawym przednim, z dwoma do czterech dodatkowych miejsc dla dodatkowych członków załogi. Tablice przyrządów zawierały ponad 2100 wyświetlaczy i elementów sterujących, a dowódca i pilot byli wyposażeni w wyświetlacz Head-Up (HUD) i kontroler RHC (Rotational Hand Controller), aby obracać silnikami podczas lotu z napędem i latać na orbiterze podczas lotu bez napędu. Oba siedzenia miały również sterowanie sterem, aby umożliwić ruch steru w locie i sterowanie przednim kołem na ziemi.: 369–372 Pojazdy orbiter były pierwotnie wyposażone w wielofunkcyjny system wyświetlania CRT (MCDS) do wyświetlania i kontrolowania informacji o locie. MCDS wyświetlał informacje o locie na siedzeniach dowódcy i pilota, a także na rufie, a także kontrolował dane na HUD. W 1998 roku Atlantis został zmodernizowany o wielofunkcyjny elektroniczny system wyświetlania (MEDS), który był ulepszeniem przyrządów pokładowych ze szklanym kokpitem, który zastąpił osiem wyświetlaczy MCDS 11 wielofunkcyjnymi kolorowymi ekranami cyfrowymi. MEDS oblatano po raz pierwszy w maju 2000 roku na statku STS-98, a inne pojazdy orbitera zostały do niego zmodernizowane. Część rufowa pokładu załogi zawierała okna wychodzące na ładownię, a także RHC do sterowania systemem zdalnego manipulatora podczas operacji ładunkowych. Dodatkowo na rufie kabiny załogi były monitory telewizji przemysłowej do oglądania ładowni.:372–376

Na środkowym pokładzie znajdowało się miejsce na sprzęt załogi, część sypialna, kambuz, sprzęt medyczny i stanowiska higieniczne dla załogi. Załoga korzystała z modułowych szafek do przechowywania sprzętu, który można było skalować w zależności od potrzeb, a także zainstalowanych na stałe komór podłogowych. Na środkowym pokładzie znajdował się właz po lewej stronie, którego załoga używała do wchodzenia i wychodzenia na Ziemi. Dodatkowo każdy orbiter był pierwotnie zainstalowany z wewnętrzną śluzą powietrzną na środkowym pokładzie. Wewnętrzną śluzę zastąpiono zewnętrzną śluzą w ładowni na Discovery, Atlantis i Endeavour, aby usprawnić dokowanie do Mir i ISS, wraz z systemem dokowania Orbiter.:II–26–33

Lot systemsEdit

Orbiter został wyposażony w system awioniki zapewniający informacje i sterowanie podczas lotu atmosferycznego. Jego zestaw awioniki zawierał trzy systemy lądowania z mikrofalową wiązką skanującą, trzy żyroskopy, trzy TACAN, trzy akcelerometry, dwa wysokościomierze radarowe, dwa wysokościomierze barometryczne, trzy wskaźniki położenia, dwa wskaźniki Macha i dwa transpondery Mode C. Podczas ponownego wejścia na pokład załoga rozmieściła dwie sondy danych powietrznych, gdy podróżowali wolniej niż 5 mah. Orbiter miał trzy inercyjne jednostki pomiarowe (IMU), których używał do naprowadzania i nawigacji we wszystkich fazach lotu. Orbiter zawiera dwa elementy śledzące gwiazdy do wyrównania IMU na orbicie. Urządzenia śledzące gwiazdy są rozmieszczane na orbicie i mogą automatycznie lub ręcznie ustawiać się na gwieździe. W 1991 roku NASA rozpoczęła modernizację inercyjnych jednostek pomiarowych za pomocą inercyjnego systemu nawigacji (INS), który zapewniał dokładniejsze informacje o lokalizacji. W 1993 roku NASA po raz pierwszy umieściła odbiornik GPS na pokładzie STS-51.W 1997 r. Firma Honeywell rozpoczęła opracowywanie zintegrowanego GPS / INS w celu zastąpienia systemów IMU, INS i TACAN, które po raz pierwszy latały na STS-118 w sierpniu 2007 r .: 402–403

Podczas przebywania na orbicie załoga głównie komunikował się za pomocą jednego z czterech radiotelefonów pasma S, które zapewniały komunikację głosową i transmisję danych. Dwa radia pasma S były nadajnikami-odbiornikami modulacji fazy i mogły nadawać i odbierać informacje. Pozostałe dwa radia pasma S były nadajnikami modulacji częstotliwości i były używane do przesyłania danych do NASA. Ponieważ radia działające w paśmie S mogą działać tylko w zasięgu ich wzroku, NASA użyła satelitarnego systemu śledzenia i przekazywania danych oraz stacji naziemnych sieci śledzenia statków kosmicznych i akwizycji danych do komunikacji z orbiterem na całej jego orbicie. Dodatkowo orbiter umieścił radio o wysokiej przepustowości w paśmie Ku z ładowni, które można również wykorzystać jako radar spotkań. Orbiter był również wyposażony w dwa radia UHF do komunikacji z kontrolą ruchu lotniczego i astronautami prowadzącymi EVA.:403–404

System kontroli fly-by-wire promu kosmicznego był całkowicie zależny od głównego komputera , system przetwarzania danych (DPS). DPS kontrolował sterowanie lotem i silniki odrzutowe na orbiterze, a także ET i SRB podczas startu. DPS składał się z pięciu komputerów ogólnego przeznaczenia (GPC), dwóch jednostek pamięci masowej na taśmie magnetycznej ( MMU) i powiązane czujniki do monitorowania komponentów promu kosmicznego.: 232–233 Pierwotnym zastosowanym procesorem GPC był IBM AP-101B, który wykorzystywał oddzielną jednostkę centralną (CPU) i procesor wejścia / wyjścia (IOP), a nie – ulotna pamięć półprzewodnikowa. W latach 1991–1993 pojazdy orbiter zostały zmodernizowane do AP-101S, co poprawiło pamięć i możliwości przetwarzania oraz zmniejszyło objętość i wagę komputerów poprzez połączenie procesora i procesora IOP w jedną jednostkę. Cztery z GPC zostały wyposażone w podstawowy system oprogramowania awioniki (PASS), który był specyficznym oprogramowaniem promu kosmicznego, zapewniającym kontrolę we wszystkich fazach lotu. Podczas wynurzania, manewrowania, ponownego wejścia na pokład i lądowania, cztery PASS GPC działały identycznie, zapewniając poczwórną redundancję i błędnie sprawdzały wyniki. W przypadku błędu oprogramowania, który spowodowałby błędne raporty z czterech GPC PASS, piąty GPC prowadził Backup Flight System, który używał innego programu i mógł sterować wahadłowcem kosmicznym przez wznoszenie, orbitę i ponowne wejście, ale nie mógł obsługiwać cała misja. Pięć GPC zostało rozdzielonych na trzy oddzielne wnęki w środkowym pokładzie, aby zapewnić redundancję w przypadku awarii wentylatora chłodzącego. Po osiągnięciu orbity załoga zmieniłaby niektóre funkcje GPC z kierowania, nawigacji i kontroli (GNC) na zarządzanie systemami (SM) i ładunek (PL), aby wesprzeć misję operacyjną.: 405–408 Prom kosmiczny nie został wystrzelony gdyby jego lot trwał od grudnia do stycznia, ponieważ jego oprogramowanie lotnicze wymagałoby zresetowania komputerów statku orbitującego przy zmianie roku. W 2007 roku inżynierowie NASA opracowali rozwiązanie, dzięki któremu loty wahadłowców kosmicznych mogłyby przekroczyć granicę pod koniec roku .

W misjach promu kosmicznego zwykle znajdował się przenośny komputer ogólnego wsparcia (PGSC), który można było zintegrować z komputerami i pakietem komunikacyjnym statku orbiter, a także monitorować dane naukowe i dane dotyczące ładunku. Wczesne misje przyniosły Grid Compass, jeden z pierwszych laptopów, jako PGSC, ale późniejsze misje przyniosły laptopy Apple i Intel .:408

Payload bayEdit

Wnęka ładunkowa składał się z większości kadłuba pojazdu orbitującego i zapewniał przestrzeń ładunkową dla ładunków wahadłowca. Miał 18 m (60 stóp) długości i 4,6 m (15 stóp) szerokości i mógł pomieścić cylindryczne ładunki o średnicy do 4,6 m (15 stóp). Dwa drzwiczki ładowni miały zawiasy po obu stronach komory i zapewniały stosunkowo hermetyczne uszczelnienie chroniące ładunki przed nagrzaniem podczas startu i ponownego wejścia na pokład. Ładunki były zabezpieczone w ładowni do punktów mocowania na podłużnicach. Drzwiczki ładowni pełniły dodatkową funkcję jako chłodnice dla ciepła pojazdu orbiter i były otwierane po osiągnięciu orbity w celu odprowadzenia ciepła.:62–64

Orbiter mógł być używany w połączeniu z różnymi komponenty dodatkowe w zależności od misji, w tym laboratoria orbitalne,: II-304, 319 dopalaczy do wystrzeliwania ładunków dalej w kosmos,: II-326 system zdalnego manipulatora (RMS),: II-40 oraz wydłużenie czasu trwania misji .: II-86 Aby ograniczyć zużycie paliwa, gdy orbiter był zadokowany na ISS, opracowano system transferu mocy ze stacji do wahadłowca (SSPTS), który konwertuje i przekazuje moc stacji do orbitera.: II-87–88 SSPTS został po raz pierwszy użyty na STS-118 i został zainstalowany na Discovery and Endeavour.:III-366–368

Remote Manipulator SystemEdit

Remote Manipulator System (RMS), znany również jako Canadarm, był mechanicznym ramieniem przymocowanym do ładowni. Może być używany do chwytania i manipulowania ładunkami, a także służyć jako mobilna platforma dla astronautów prowadzących EVA. RMS został zbudowany przez kanadyjską firmę Spar Aerospace i był kontrolowany przez astronautę znajdującego się w kabinie załogi orbitera za pomocą okien i telewizji przemysłowej. RMS pozwalał na sześć stopni swobody i miał sześć przegubów umieszczonych w trzech punktach na ramieniu. Oryginalny RMS mógł rozmieścić lub pobrać ładunki o masie do 29 000 kg (65 000 funtów), które później poprawiono do 270 000 kg (586 000 funtów) .: 384–385

SpacelabEdit

Moduł Spacelab był finansowanym ze środków europejskich laboratorium ciśnieniowym, które było przewożone w ładowni i pozwalało na badania naukowe na orbicie. Moduł Spacelab zawierał dwa 2,7-metrowe (9 stóp) segmenty, które zostały zamontowane w rufowy koniec przedziału ładunkowego, aby utrzymać środek ciężkości podczas lotu. Astronauci weszli do modułu Spacelab przez tunel 2,7 m (8,72 stopy) lub 5,8 m (18,88 stopy), który łączy do śluzy. Sprzęt Spacelab był głównie przechowywany na paletach, które służyły do przechowywania zarówno eksperymentów, jak i sprzętu komputerowego i zasilającego.: Sprzęt Spacelab 434–435 był używany podczas 28 misji do 1999 r. I badał takie przedmioty, jak astronomia, mikrograwitacja, radar i nauki przyrodnicze. . Sprzęt Spacelab wspierał również misje, takie jak serwisowanie Kosmicznego Teleskopu Hubble’a (HST) i zaopatrywanie stacji kosmicznej. Moduł Spacelab został przetestowany na STS-2 i STS-3, a pierwsza pełna misja odbyła się na STS-9.

Silniki RS-25Edytuj

Trzy silniki RS-25, znane również jako silniki główne wahadłowca kosmicznego (SSME), zostały zamontowane na rufowym kadłubie orbitera w układzie trójkątnym. Dysze silnika mogły obracać się wahliwie w pochyleniu ± 10,5 °, oraz ± 8,5 ° odchylenia podczas wynurzania w celu zmiany kierunku ich ciągu w celu sterowania wahadłowcem. Wielokrotne silniki ze stopu tytanu były niezależne od pojazdu orbitującego i były usuwane i wymieniane między lotami. RS-25 jest spalaniem stopniowym silnik kriogeniczny wykorzystujący ciekły tlen i wodór oraz mający wyższe ciśnienie w komorze niż jakakolwiek poprzednia rakieta na paliwo ciekłe. Oryginalna główna komora spalania pracowała pod maksymalnym ciśnieniem 226,5 bara (3285 psi). Dysza silnika ma 287 cm (113 cali) wysoki i ma wewnętrzną średnicę 229 cm (90,3 cala). Dysza jest chłodzona przez 1 080 wewnętrznych przewodów przenoszących ciekły wodór i jest chroniona termicznie materiałem izolacyjnym i ablacyjnym.:II–177–183

Silniki RS-25 zostały ulepszone w celu zwiększenia niezawodności i mocy. Podczas programu rozwojowego Rocketdyne ustalił, że silnik jest zdolny do bezpiecznej i niezawodnej pracy przy 104% pierwotnie określonego ciągu. Aby utrzymać wartości ciągu silnika zgodne z poprzednią dokumentacją i oprogramowaniem, NASA zachowała pierwotnie określony ciąg na poziomie 100%, ale RS-25 działał przy wyższym ciągu. Wersje ulepszenia RS-25 oznaczono jako Block I i Block II. Poziom ciągu 109% został osiągnięty z silnikami Block II w 2001 roku, co zmniejszyło ciśnienie w komorze do 207,5 bara (3010 psi), ponieważ miała większą powierzchnię gardzieli. Normalna maksymalna przepustnica wynosiła 104%, przy czym 106% lub 109% było używane do przerwania misji.: 106–107

Orbital Maneuvering SystemEdit

Orbital Maneuvering System (OMS) składał się z dwóch silników AJ10-190 montowanych na rufie i powiązanych zbiorników paliwa. Silniki AJ10 wykorzystywały monometylohydrazynę (MMH) utlenioną tetratlenkiem diazotu (N2O4). Strąki przenosiły maksymalnie 2140 kg (4718 funtów) MMH i 3526 kg (7773 funtów) N2O4. Silniki OMS były używane po odcięciu silnika głównego (MECO) do wprowadzenia na orbitę. Przez cały lot były używane do zmiany orbity, a także do spalania deorbitacji przed ponownym wejściem. Każdy silnik OMS wytwarzał 27 080 N (6087 funtów siły) ciągu, a cały system był w stanie zapewnić 305 m / s (1000 ft / s) zmiany prędkości .:II–80

System ochrony termicznejEdytuj

Orbiter był chroniony przed ciepłem podczas ponownego wejścia na pokład przez system ochrony termicznej (TPS), termiczną warstwę ochronną wokół orbitera. W przeciwieństwie do poprzednich statków kosmicznych w USA, które stosowały ablacyjne osłony termiczne, możliwość ponownego użycia orbitera wymagała osłony termicznej wielokrotnego użytku.: 72–73 Podczas ponownego wejścia na pokład TPS osiągnął temperaturę do 1600 ° C (3000 ° F), ale musiał utrzymywać temperaturę aluminiowej powłoki pojazdu orbiter poniżej 180 ° C (350 ° F). TPS składał się głównie z czterech rodzaje płytek. Nos stożka i przednie krawędzie skrzydeł osiągały temperatury powyżej 1300 ° C (2300 ° F) i były chronione wzmocnionymi płytkami węglowo-węglowymi (RCC). Grubsze płytki RCC zostały opracowane i zainstalowane w 1998 r., aby zapobiec uszkodzeniom z mikrometeoroidu i szczątków orbitalnych, a następnie zostały ulepszone po uszkodzeniach RCC spowodowanych w katastrofie Columbia. Począwszy od STS-114, pojazdy orbitujące były wyposażone w system wykrywania uderzenia w krawędź czołową skrzydła, który ostrzegał załogę o wszelkich potencjalnych uszkodzeniach. 112–113 Cała spodnia część pojazdu orbiter, a także inne najgorętsze powierzchnie zostały zabezpieczone izolacją wysokotemperaturową wielokrotnego użytku. Obszary na górnych częściach pojazdu orbiter zostały pokryte białą niskotemperaturową izolacją powierzchniową wielokrotnego użytku, wh zapewniały ochronę przed temperaturami poniżej 650 ° C (1200 ° F). Drzwi ładowni i części powierzchni górnego skrzydła zostały pokryte izolacją z filcu wielokrotnego użytku, ponieważ temperatura utrzymywała się poniżej 370 ° C (700 ° F) .: 395

Zbiornik zewnętrznyEdytuj

Zbiornik zewnętrzny wahadłowca kosmicznego (ET) przewoził paliwo do silników głównych promu kosmicznego i łączył pojazd orbitalny z dopalaczami rakiet na stałe. ET miał 47 m (153,8 ft) wysokości i 8,4 m (27,6 ft) średnicy i zawierał oddzielne zbiorniki na ciekły tlen (LOX) i ciekły wodór (LH2). Zbiornik LOX mieścił się w nosie ET i miał 15 m (49,3 stopy) wysokości. LH2 stanowił większość ET i miał 29 m (96,7 ft) wysokości. Pojazd orbitalny został przymocowany do ET za pomocą dwóch płyt pępowinowych, które zawierały pięć pędnych i dwie elektryczne pępowiny oraz przednie i tylne mocowania konstrukcyjne. Zewnętrzna część ET została pokryta pomarańczową pianką w sprayu, aby umożliwić mu przetrwanie ciepła podczas wznoszenia.:421–422

ET dostarczał paliwo do głównych silników promu kosmicznego od startu do wyłączenia głównego silnika . ET oddzielił się od pojazdu orbitującego 18 sekund po wyłączeniu silnika i mógł zostać uruchomiony automatycznie lub ręcznie. W momencie separacji orbiter wycofał swoje płytki pępowinowe, a pępowiny zostały uszczelnione, aby zapobiec przedostawaniu się nadmiaru paliwa do pojazdu orbitującego. Po ścięciu śrub przymocowanych do elementów konstrukcyjnych ET oddzielił się od pojazdu orbitującego. W momencie separacji, gazowy tlen był wypuszczany z nosa, powodując przewrót ET, zapewniając, że rozpadnie się po ponownym wejściu. ET był jedynym głównym elementem systemu promu kosmicznego, który nie został ponownie użyty i leciałby po trajektorii balistycznej do Oceanu Indyjskiego lub Pacyfiku .:422

Podczas pierwszych dwóch misji STS-1 i STS-2, ET został pokryty białą, ognioodporną farbą lateksową o masie 270 kg (595 funtów), aby zapewnić ochronę przed uszkodzeniami spowodowanymi promieniowaniem ultrafioletowym. Dalsze badania wykazały, że sama pianka była dostatecznie chroniona, a ET nie był już pokryty farbą lateksową począwszy od STS-3.: II-210 Lekki czołg (LWT) został po raz pierwszy oblatany na STS-6, co zmniejszyło zbiornik ciężar o 4700 kg (10300 funtów). Waga LWT została zmniejszona poprzez usunięcie komponentów ze zbiornika LH2 i zmniejszenie grubości niektórych paneli poszycia.: 422 W 1998 roku na STS-91 po raz pierwszy poleciał superlekki ET (SLWT). SLWT używał aluminium 2195 -stop litu, który był o 40% mocniejszy i 10% mniej gęsty niż jego poprzednik, stop aluminium i litu 2219. SLWT ważył 3400 kg (7500 funtów) mniej niż LWT, co pozwoliło wahadłowcowi kosmicznemu dostarczać ciężkie pierwiastki na ISS ” s orbita o dużym nachyleniu.: 423–424

Dopalacze rakiet na stałeEdit

Solid Rocket Boosters (SRB) zapewniały 71,4% ciągu wahadłowca podczas startu i wznoszenia i były największymi silnikami na paliwo stałe, jakie kiedykolwiek latano. Każdy SRB miał 45 m (149,2 stopy) wysokości i 3,7 m (12,2 stopy) szerokości, ważył 68 000 kg (150 000 lb) i miał ste el na zewnątrz o grubości około 13 mm (0,5 cala). Podskładnikami SRB były silnik na paliwo stałe, stożek nosowy i dysza rakietowa. Silnik na paliwo stałe stanowił większość konstrukcji SRB. Jego obudowa składała się z 11 stalowych sekcji, które tworzyły cztery główne segmenty. Stożek nosowy zawierał silniki separacji do przodu i systemy spadochronowe, które były używane podczas wyprowadzania. Dysze rakiet mogą obracać się do 8 °, aby umożliwić regulację w locie.: 425–429

Każdy z silników rakietowych został napełniony łącznie 500 000 kg (1 106 640 funtów) paliwem rakietowym na paliwo stałe (APCP + PBAN) i połączono go w budynku montażu pojazdów (VAB) w KSC. : 425–426 Oprócz zapewnienia ciągu podczas pierwszego etapu startu, SRB zapewniały wsparcie strukturalne dla pojazdu orbitującego i ET, ponieważ były jedynym systemem podłączonym do mobilnej platformy wyrzutni (MLP) .: 427 Na W czasie startu SRB były uzbrojone w czasie T − 5 minut i mogły zostać zapalone elektrycznie dopiero po zapłonie silników RS-25 i były bezproblemowe.: 428 Każdy z nich zapewniał ciąg 12500 kN (2800000 funtów siły), co było później poprawiono do 13 300 kN (3 000 000 funtów siły) począwszy od STS-8.:425 Po zużyciu paliwa SRB zostały zrzucone około dwie minuty po starcie na wysokości około 46 km (150 000 stóp). Po separacji rozłożyli spadochrony hamujące i główne, wylądowali na oceanie i odzyskali je załogi na statkach MV Freedom Star i MV Liberty Star .:430 Po ich powrocie na Cape Canaveral zostały one wyczyszczone i zdemontowane. Silnik rakietowy, zapalnik i dysza zostały następnie wysłane do Thiokol w celu wyremontowania i ponownego wykorzystania podczas kolejnych lotów .:124

SRB przeszły kilka zmian w trakcie trwania programu. STS-6 i STS-7 używali SRB, które były o 2300 kg (5000 funtów) lżejsze niż skrzynie o standardowej wadze ze względu na ścianki, które były o 0,10 mm (0,004 cala) cieńsze, ale uznano je za zbyt cienkie. W kolejnych lotach do STS-26 stosowano przypadki o wartości 0,076 mm (0,003 cala) cieńsze niż obudowy o standardowej wadze, co pozwoliło zaoszczędzić 1800 kg (4000 funtów). Po katastrofie Challengera w wyniku awarii O-ringa w niskiej temperaturze, SRB zostały przeprojektowane, aby zapewnić stałe uszczelnienie niezależnie od temperatury otoczenia.:425–426

Pojazdy pomocniczeEdytuj

Operacje wahadłowca były wspierane przez pojazdy i infrastrukturę, która ułatwiała jego transport n, budowa i dostęp załogi. Transportery gąsienicowe przewiozły MLP i prom kosmiczny z VAB na miejsce startu. Shuttle Carrier Aircraft (SCA) to dwa zmodyfikowane Boeingi 747, które mogły przenosić orbiter na plecach. Oryginalny SCA (N905NA) oblatano po raz pierwszy w 1975 roku i był używany do ALT i przewożenia orbitera z Edwards AFB do KSC we wszystkich misjach przed 1991 r. Drugi SCA (N911NA) został zakupiony w 1988 r. I był po raz pierwszy używany do transportu Endeavour z fabryki do KSC. Po wycofaniu wahadłowca na emeryturę N905NA został wystawiony na JSC, a N911NA został wystawiony w Joe Davis Heritage Airpark w Palmdale w Kalifornii. I–377–391 The Crew Transport Vehicle (CTV) był zmodyfikowanym most odrzutowy na lotnisku, który był używany do pomocy astronautom w opuszczaniu orbitera po wylądowaniu, gdzie przechodzili oni po misji kontrolnej. Astrovan przetransportował astronautów z kwater załogi w budynku operacyjnym i kasowym na platformę startową w dniu startu. NASA Railroad składała się z trzech lokomotyw, które transportowały segmenty SRB z linii kolejowej Florida East Coast Railway w Titusville do KSC.