4.4发动机其他性能
当给定燃烧室压力和推进剂燃速时，固体发动机的四个参数（推力、直径、长细比、推重比）相互制约，以速度增量为优化目标函数时，可以确定各级发动机最佳装药长细比：g1=4~5,g2=2.5~3.5,g3=1.5~2.5。因此，陆基多级固体导弹的上面级常比下面级直径小。烈火3导弹的二级发动机长细比只有1.55，明显不合理，这也影响了发动机的性能。根据印度媒体的报道，烈火3的两级发动机都采用了柔性摆动喷管。我国的DF-31导弹发动机首次采用了柔性摆动喷管，而更先进的JL-2导弹的三级发动机已经采用了可抛式双级延伸喷管，比烈火3的水平高得多。
按照印度媒体的说法，ISRO是纯民用的，因此DRDO有自己独立的固体发动机生产线。军民结合是各国（包括我国）固体发动机研发的普遍规律，但印度似乎是个例外：民用的发动机水平不高，军用的居然性能更低。不知道这是由于部门利益的阻碍，还是出于“爱好和平”的目的。
顺便指出，按照印度媒体的报道，烈火5只比烈火3重1吨，这实际上违反了导弹设计的基本常识。根据固体导弹设计的一般规律（有兴趣的网友可以去参考相关专业教科书），多级导弹的各级发动机工作质量比（本级燃尽时和开始工作时的质量比）基本相同。对于烈火3和烈火5，这一数值大约是20/50=0.4（一级数据）。按照笔者的估算，烈火5应该比烈火3重大约3吨。不过考虑到烈火5可能会对下面两级发动机进行减重（采用复合材料壳体等），因此在上表中我们暂时采用51吨的数据。
5，结构设计
烈火3采用了级间热分离方式，即上面级先点火，当推力达到一定大小后再与下面级分离。级间段设计成长1.1米的杆系结构，便于分离时燃气排出，采用爆炸螺栓分离。热分离方式结构简单，易于设计、加工，但对上面级的燃料有一定损失，常用于早期的多级导弹。
在导弹姿态控制系统设计中，对弹性振动也必须保持稳定，即导弹在飞行过程中由于外力干扰出现弹性振动时能迅速地被抑制，不致愈振愈烈，造成弹体结构的破坏。为保持弹性振动的稳定，从姿态控制系统设计观点来看，希望弹性振动频率高一些，离导弹飞行姿态变化的正常工作频率远一些。而弹体弹性振动频率主要与结构刚度有关，构件在受一定外力条件下变形量愈小其刚度愈大，结构刚度愈大振动频率也愈高。构件刚度的大小与构件材料刚度性能、构件的形式、构件所用材料多少有关，级间分离机构采用爆炸螺栓的整体结构的刚度要比采用爆炸索的结构刚度低。这是杆系结构级间段的固有缺点，因此先进的固体导弹级间段一般都采用半硬壳式结构，爆炸索分离。
6，制导与命中精度
烈火3采用环形激光陀螺捷联式惯导。据印度媒体报道，其第四次飞行试验中首次使用了自行研制的环形激光陀螺（此报道的真实性同样值得怀疑），而之前的三次试验使用的陀螺是从美国Northrop-Grumman公司和Honeywell公司购买的。笔者不禁感慨，连中程导弹用的高精度惯导设备印度都能买到，美国人的所谓反扩散措施岂不是形同虚设？而印度的国产惯导水平是相当低的，正因为无法生产高精度的传统机械平台式惯导，才改用捷联式惯导。如果印度国产的惯导设备不堪用，一旦美国停止向印度出口这些实质上的违禁品，“烈火”岂不就成了烧火棍？惯导设备这样的高精尖硬件，体现的是全面的基础工业能力（设计、材料、加工、检测等等），是不能投机取巧的。
烈火3的命中精度是印度专家津津乐道的一个指标。不过他们同时拒绝披露烈火3命中精度的数值。烈火3的精度，由于印度官方没有公开数据，我们只能加以推测。据印度媒体报道，其关机速度误差为0.1m/s量级。假设这个数据是真实的，在3000km射程上对应的纵向偏差约为150m。但是，我们不知道这个关机速度误差是遥外测数据差的实测值，还是设计指标值。一般来说，外测设备的测量误差应该比被测量值小一个量级，印度的航天测量设备能否达到速度测量精度0.01m/s是很值得怀疑的。毕竟，目前美国人将GPS的P码用于靶场外弹道测量后，其外测的速度精度才达到0.01m/s左右。