Hallo,
ich hab mich mal ein wenig mit der Raketengrundgleichung (besonders hier:
http://www.bernd-leitenberger.de/raketengrundgleichung.shtml ) beschäftigt und ein wenig herumgerechnet:
Ausgehend von einem Raptor 3.000kN Methantriebwerk mit 3.400Ns/kg (Vakuum 3.700Ns/kg) und einer Rakete die quasi ein upscale einer Falcon 9 ist, also neun Triebwerke in Stufe 1 und einem Triebwerk Stufe 2, Voll/Leermassenverhältnisse von je 10:1 (Das schien mir die plausibelste Annahme) komme ich auf 70t LEO Nutzlast, GTO oder Fluchtbahn wird dramatisch schlechter, zu diesem Zweck würde eine zusätzliche Oberstufe mit viel ISP ziemlich viel bringen.
Eine Rakete mit so einem 3.000kN Methantriebwerk und 200t +- LEO-Nutzlast ist nicht so ohne weiteres zu verwircklichen, das ginge höchstens z.B. in so einer Heavy-Variante mit zwei Erststufen zusätzlich als Booster wie die Falcon Heavy.
Mit den Ausmaßen einer solchen Rakete hab ich mich noch nicht beschäftigt, Methan hat ja weniger Dichte als Kerosin aber eine höhere als Wasserstoff, schätze aber mal vorsichtig 6 bis 7 Meter Durchmesser müsste so ein Teil minimum haben, Höhe dann entsprechend 80 bis 100 Meter. Eine entsprechnde Heavyvariante wäre sehr breit (~20m) und würde einen völlig neuen Startpad erfordern, ich glaube kaum das sich Pad 39A am Cape so weit umrüsten liesse.
Mit zusätzlichen kleinen Feststoff oder z.B. wiederverwendbare Kerosinbooster (ein paar Merlin 1D zum Beispiel
) könnte so eine normale Variante eine etwas schwerere Zweitstufe oder eine zusätzliche dritte Stufe vom Pad heben und so ginge dann am Ende auch eine etwas höhere Nutzlast in hochenergetische Bahnen.
Leider ist Methan halt kein Zauberbrennstoff, würde man die Oberstufe mit H2 statt Methan betreiben steigt die Nutzlast signifikant an....
Gruß, Gerry
EDIT: Habe weiter gerechnet:
Eine Heavyvariante, bestehend also aus drei Cores zu je neun 3.000kN-Raptortreibwerken in der Erststufe, mit einer Zweitstufe und einer dritten Stufe jeweils mit einer oder mehreren Vakuumversionen des Raptor mit Isp 380s könnte tatsächlich ziemlich genau 200 t in den LEO bringen, und ratet mal, ziemlich genau 50 t auf eine Fluchtbahn zum Mars
Noch zum Isp von Methan/LOX: Es ist ja zu lesen, SpaceX möchte mit Staged Combustion in der Vakuumversion mit langer Düse einem spezifischen Impuls von 380s erreichen, das sind etwa 3.700Ns/kg. Das ist sehr ambitioniert, bisher wurde wohl eher mit maximal 3.200Ns/kg bis 3.400Ns/kg im Vakuum experimentiert bzw. gerechnet. Auf Wikipedia findet man gar nur ~3.000Ns/kg als Angabe für CH4/LOX. Nun, mit Staged Combustion und hohem Brennkammerdruck mag es wohl möglich sein auf einen derart hohen ISP zu kommen, das wird aber alles andere als einfach sein. Und nur mit einem so hohem ISP sind wircklich nennenswerte Nutzlasten auf Fluchtbahnen zu bekommen.
EDIT2: Mehr zu meinen Rechnerein hier:
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=11322.msg268690#msg268690