来源：http://www.bharat-rakshak.com/
作者：Arun Vishwakarma
编译：全球防务（知远）
AGNI导弹家族是印度战略核威慑力量的中流砥柱。AGNI在北印度语或梵语中是“烈火”的意思，这意味着烈火系列导弹属于战略弹道导弹。未来，烈火家族将继续提升自身的稳定性，扩充家庭成员，提供各种射程和载荷的型号。烈火-I是一种单级近程弹道导弹。烈火–II属于二级固体燃料中程弹道导弹，并在再入火箭中安装了一个增力火箭。其可操控再入火箭采用了碳碳复合材料。这种材料很轻并能够承受各种轨迹情况下大气再入时的高温。烈火-IIAT是烈火-II的改进型。虽然携带的燃料更轻，但它的射程和作用半径却比烈火-II更大。烈火-III是一种正在研制和试验的小型远程导弹。按时间顺序来说，烈火 -TD是烈火家族首个型号，主要是用于关键技术的快速验证。随后，印度相继研制了烈火 -II中程弹道导弹和烈火-I近程导弹。由于防务出版物中混乱的编号系统才出现了烈火-I这样的名称，这也经常迷惑读者。虽然没有说明具体的规格和配置，但印方的报告中还是提到了已经研发了具有更远射程和更大有效载荷的烈火-III和烈火-IV。最近，DRDO（国防研究与开发组织）还公布了烈火-III和烈火-IV的影像资料。基于各种新闻信息中的数据和技术合理性分析，烈火家族各型导弹普遍认可的完整命名及可能的对应配置如下（按研制年代顺序排列）：
烈火-TD/TTB：两级，第一级使用固体燃料，第二级使用液体燃料，中程弹道导弹技术论证型号。
烈火-II：两级，固体燃料，公路和铁路机动，中程弹道导弹 (3300 公里射程, 1000 公斤有效载荷) ；
烈火-I：一级，公路和铁路机动，近程弹道导弹 (850 公里射程, 1000 公斤 有效载荷) ；
烈火-III：两级，固体燃料，公路、铁路和水下机动，中程弹道导弹/洲际导弹导弹 (1500公斤有效载荷下的射程为5500 公里, 450 公斤 有效载荷下的射程为12,000 公里) ；
正在研制中的变型(估计的性能):
烈火-IIAT：烈火-II的改进型，使用了更先进更轻的材料。两级，固体燃料，公路和铁路机动，中程弹道导弹/洲际弹道导弹(4,000 公里射程, 1500 公斤 有效载荷) ；
烈火-III++/ IV：三级，固体燃料，铁路和公路机动，洲际弹道导弹 (10,000公里以上的射程, 1000 公斤 有效载荷) 。
DRDO研发的Prithvi-II（普里特维-II）、烈火-I、
烈火-II、烈火-IIAT、烈火-III以及烈火-III++
1983年，印度启动了研制生产地地和地空导弹的IGMDP (导弹发展综合计划)，专门进行烈火、Prithvi（普里特维）、Trishul（特里舒尔）、Akash（阿卡什）、Nag（毒蛇）和Astra（阿斯特拉）导弹系统的开发。DRDO负责整个计划的管理。其中，烈火导弹的研发由巴拉特动力有限公司负责。该公司拥有18枚的年生产能力，2000年底应该生产出了一小批的烈火-II（少于5枚）。实际年产量可能是15到20枚。
烈火-TD/TTB导弹
1972年前后，印度启动了“勇敢者”远程导弹计划，用以研制一种三级（液体燃料引擎）洲际弹道导弹。计划设想使用3台1974年研发的30吨推力液体推进引擎作为助推级和第二级的动力（第二级使用一台引擎）。后来该计划被取消。随后，印度又在IGMDP的支撑下开始了一个更为完整的导弹研发计划。
烈火-TD/TTB（技术演示和试验平台）计划的研制目的主要是进行以下三个方面的测试和验证。第一，再入试验火箭以超音速度再入大气层时的结构、导航和控制。这种再入火箭使用了多方向增强碳纤维平台技术；第二，惯性制导系统；第三，火箭的分级运输。
烈火-TD/TTB是一个比Prithvi（普里特维）更庞大的系统，有2,500 公里的射程并能携带1,000 公斤的有效载荷。最初的烈火-TD/TTB是Prithvi（普里特维）和SLV-3火箭推进级的混合产物。推进级与SLV-3的类似，但进行了一些改进。考虑到可能产生重要延迟，第二级采用了作用时间更短的Prithvi（普里特维）液体燃料推进器，而没有使用新型的固体燃料推进器。烈火-TD/TTB是一个廉价的试验平台，主要用于更高级平台再入和导航技术的验证。
发射台上的烈火-TD/TTB
1989年5月22号，烈火-TD/TTB进行了首次发射。其第二级使用的燃料更多，燃烧的时间也更长，因此需要在分离前提前点燃。这样就不需要在发射的开始阶段使用六个加压余量燃料引擎。烈火-TD/TTB的再入火箭运用了MRCP (多向增强碳素纤维预处理) 技术。1994年2月19号，烈火-TD/TTB基础型的最后一次试验取得了重要的技术突破。试验对包括具有末端制导能力的可操控再入火箭在内的整个系统进行了全面测试。据报道，试验中使用的末端制导系统是由一个基于电磁频谱红外和毫米波长扫描焦面寻的的扫描相关光学系统构成。值得注意的是，有不确定消息称烈火-TD/TTB只进行了1,450 公里射程的试验。事实上没有哪个导弹需要进行完整射程的试验，可能通过抬高或压低弹道来模拟各种射程的试验。
阿卜杜尔•卡拉姆总统表示，烈火-TD/TTB可以在两年的时间内完成全面部署。他同时宣布烈火-TD/TTB即将投入批量生产并同步展开一些旨在进一步提高导弹性能的研发性飞行。1995年4月，纳拉辛哈•拉奥总理恰当地否定了印度会迫于美国和西方七国集团的压力在烈火-TD阶段和三次试验飞行后暂停烈火计划的说法。事实上，在此期间拉奥总理已经秘密批准了一个烈火升级型的研制，加速研发更先进的核武器并建立了一个用于核武器安全保管使用的指挥控制系统。为提高生存能力和安全性，该套指挥控制系统分布于全国并完全受地方政府控制。随着多级远程弹道导弹再入和航电等关键技术的研发和验证，烈火-TD计划不断深入，实现了工程目标。卡吉尔地区暴乱中，印度准备使用烈火-TD进行核吓阻。不过烈火-TD并没有真正部署到部队中。现在这一型号已并被烈火-II所取代。烈火-II进行了流水式生产并正式列装。
通常，液体燃料导弹比固体燃料导弹更精确。首先是因为液态燃料导弹的导航和控制系统能够精确控制和限制引擎的推力，而固体燃料的导弹不能够根据需要适时关闭推力。其次，受到微小控制偏差以及实际操作条件的限制，固体燃料引擎的推力无法预知。这些就让固体燃料导弹的控制和定位很难把握，精度也无法得到保证，除非采取其他手段来减少误差。固体燃料烈火-TD的再入角度较小。其再入火箭使用了弹体倾斜空气动力学来修正弹道误差并减少再入时候的热压。烈火-TD的再入火箭有一个速度修正包，专门用于修正发射弹道误差。一些烈火-TD再入火箭携带了预先设定推力的固体燃料模块。这样，弹载导航控制器能够通过离散地比对推力值和想要达到的空间位置来进行实时的速度误差修正。
再入火箭烈火RV-Mk.1：
RV-Mk.1直径0.8米，长4米，由五个部分组成。每个部分都是两层复合结构。里层是由导弹天线罩缠绕机上的碳/环氧树脂复合材料构成，能承受结构性负载。外层采用碳/酚醛复合材料切割结构，在7巴的高压下锻造而成。同时，外层的离格结构确保了对温度和震动极限的高承受力。RV- Mk.1鼻尖使用了一种多向有机增强碳碳纤维复合材料。另外，烈火-TD再入火箭RV-Mk.1的设计使其内部温度不会超过60°C，以免弹头及其内部的电子系统遭到损坏。试验中，这一设计技术得到了很好的展示。当火箭头锥的温度达到3,000° C时，其内部的温度只有30°C。RV-Mk.1似乎使用了一个液体燃料的整体HAM（高空引擎），而不像西方国家那样将增力火箭与传统完全被动弹道弹头分离。HAM主要用于修正固体燃料级推进偏差以及精细的发射弹道偏差。
据说，1980年制造的RV可以携带一枚BARC（巴巴原子研究中心）制造的1000 公斤重200千吨当量的推进式核弹头。这种核弹头也是1980年研制的。在腾出空间携带1995年印度自己设计的更轻新型战斗部后，RV-Mk.1可以在加压容器中携带约200公斤液体燃料。其实仅为速度修正，50到80公斤就足够了。有迹象显示，RV-Mk.1在进入100 公里高的大气层后将呈现出一个平滑的弹道。这可以折射出以下三个含义。（1）导弹的射程增加了；（2）再入时的剧烈热压减少了；（3）更好的机动性使其很难被反弹道导弹防御系统拦截。有趣的是，1987年IGMDP最初设想研制一个100-250公斤有效载荷7-8 公里/秒的再入火箭。这显然对应了一个具有洲际弹道导弹射程的轻型核武器。然而战略需要清楚地显示，印度需要高当量武器来实现更大空间和影响的工作包线。经过一番思考、评估和讨论，印度最终按照BARC研制的高当量弹头对RV进行设计。RV的工作包线由200千吨当量相应弹头的尺寸和重量决定。上世纪80年代，BARC开始研制1000公斤的推进式裂变武器，从而产生了烈火 RV-MK.1。从烈火-III的RV设计可以看出，RV-MK.1就是为最后的远程型号而设计的。
弹道导弹和RV典型的飞行抛线
8马赫下RV的动力学压力
推进系统：
第一级：第一级引擎直径1米，长10米。它携带了约9吨重的固体推进物，约0.865的质量分率。这一级使用了三段推进剂药柱，并为增加推力采用了内部星形结构。引擎的材质是15CDV6高强度钢，采用了常规的碾压和焊接技术。烈火-TD中的推进物是AP-Al-PBAN（过氯酿铵-铝粉-聚丁二烯丙烯腈）复合推进剂。烈火以后的变型使用了HTPB（端羟基聚丁二烯）推进剂。烈火-TD推进物采用了星形配置，装填密度为78%。绝缘层和推进物之间有一个内衬系统。引擎喷嘴的材料也是15CDV6钢。渐缩喷管使用了一个碳-酚醛热保护系统，并采用高密石墨材料。分叉的前端和末端使用了碳和硅-酚醛内衬。
第二级：烈火-TD第二级其实就是一个简化了的Prithvi级。最初的飞行试验需要较少的燃料，后面慢慢采用了完全燃烧结构。这一级使用了液体燃料，这样就额外需要“加压余量燃料和制动”两种引擎来保持级分离和液体燃料启动时的正向重力。“加压余量燃料和制动”引擎都是由铝合金材料制成，并使用了一个双基推进物和高硅玻璃酚醛树脂烧蚀衬垫。DRDL（国防研发实验室）可以对推进系统进行专家级的设计、生产、检查、验证、静态试验以及飞行试验。
烈火-TD参数：
烈火-II的飞行试验
烈火-II的飞行阶段
烈火-II 的试验飞行
发射台上的 烈火-II
准备进行第二次试验的烈火-II
铁路机动的烈火-II
印度门前铁路机动烈火-II
1999、2000、2002和2006年国庆阅兵中公路机动的烈火-II 导弹
烈火-II依靠铁路机动发射车发射。这种发射车可以在标准宽轨铁路上机动。然而其技术试验平台是一个经过了一些增减改动的公路机动系统。公路和（或）铁路机动导弹系统减少了被攻击弱点并更多地考虑了攻击灵活性。不过一些批评人士认为这样的机动系统的耗费太高并大大增加了机动时间。由于印度除东北等一些地方外其他地区的公路基础设施都是可用的，而东北部地区的铁路设施是可用的，因此可以推断选择铁路运输可能就意味着印度将在其东北地区部署这种导弹。
据报道，烈火-II始终处于战备状态，可以在15分钟内完成发射任务。而烈火-TD的发射准备则需要半天时间才能完成。2001年5月和2001年7月，继任的国防部长贾斯旺特.辛格先后两次通知内阁安全事务委员会烈火-II已经可用并已经开始小批量生产，并计划在2001-2002年间列装。2002年3月14号，国防部长乔治.费南德斯向国会报告烈火-II已经进入生产阶段并正在列装。烈火-II的生产由海得拉BDL（巴的巴拉特动力有限公司）负责，年产量18枚，每枚造价约一千万卢比。
推进系统
第一级：烈火-II的第一级与烈火-TD的第一级十分类似。不过烈火-II使用了更多的高能燃料。这种高能燃料与PSLV（北极星卫星发射火箭）推进级使用的燃料类似。这一级真空中的比冲为269，海平面上为237。重量约为9.865吨。
第二级：烈火-II的第二级重4200 公斤，使用固体燃料推进剂。其外壳材料可能与第一级一样，都是15CDV6高强度钢。这样就减少了制造的难度。为了进行精确的弹道控制，该级使用了可调整推力方向的可弯曲喷嘴。与烈火-TD不同，烈火-II的第二级不需要使用用于级分离的制动引擎。而且它还使用了一个通风中间级。
可操控再入火箭烈火 RV-Mk.2
与RV-Mk.1类似，在为新的更轻的热核弹头（1995设计生产）腾出空间后，RV-Mk.2也可以在一个加压容器中携带200 公斤的液体燃料。另外，也至少有一个变型使用了固体燃料箱组来进行速度修正。
卡拉姆博士称RV-Mk.2在一台超级计算机上进行了整个再入极超音速流场的计算流体力学模拟。据报道，RV-Mk.2有一个高度控制系统。一些型号还安装了空气动力学操控尾翼。这可能是为携带更轻的有效载荷而设计的。更轻的有效载荷能让RV的弹道系数变小，从而阻止了精度的下降，增加了对导弹防御系统的突防率。还有不确切报道显示，印度已经研制了一个圆概率精度约40米的光学或雷达末端相关系统。虽然随后的报道称精度只有100米到200米，但这个精度也不错了。RV-Mk.2继承了早期RV-Mk.1的大部分基础形状、设计和技术。
轻型有效载荷需要不同的RV设计
8马赫下RV Mk-II的温度抛面
烈火-II再入火箭
不同于西方导弹国家生产的远程导弹，烈火的RV不是一个被动的弹道负载。它的精度取决于发射火箭在亚轨道弹道上的插入精度。西方第一代RV有很大的偏差，包括再入时为保持稳定而进行的旋转。由于有效载荷总线携带了亚轨道精确再入速度相关包，西方第二代RV的精度有了很大提高。尽管MIRV子弹头之间靠得很近，每个子弹头还是具有不同的速度，从而可以独立地攻击不同目标。不过它仍然是被动的并是完全弹道的。RV Mk.2比西方的RV要先进，实施全程的定位导航和控制。它在100公里的高度小角度再入，弹道比较流畅。
烈火-RV Mk.2的关键特征：1、使用了机动尾翼。其使用具有以下优点。（1）能支持更广范围的有效载荷重量和配置。没有压物的舱更轻有效载荷增大了导弹射程；（2）非弹道学弹道增大了拦截难度；（3）克服了一切因高空大气干扰引起的扰动；（4）能在极超音速下利用身体仰角让导弹滑行一段长距离，这样就减少了修正最大Q点的热物理应力；（5）弹道误差在随后飞行中确定并在再入过程中利用空气动力学力进行修正；（6）利用末端机动俯冲得到一个的更小的目标进入角，从而用于修正了CEP。2、携带了一个用于提高精度的速度相关包。使用了一组固态燃料模块或液态燃料推进器，来修正固体燃料级推力误差以及细小的发射弹道扰动。3、容纳一个液态燃料整体高空引擎。4、按照现行的有效载荷配置，高空引擎燃料负载能升级到商业范围，以携带更轻更紧凑的武器。5、更大的体积允许携带更好的反弹道导弹的对抗装置。
航电、导航和控制
烈火家族使用了捷联式惯导系统。因此一些必要的惯导传感器进行了本土生产，包括激光速率陀螺仪。烈火计划负责人Avinash Chander称，烈火导弹系统的可操作化过程很复杂。整个过程包括把一个庞大的计算机信息处理系统（包括导弹内部和地面控制系统）变成一个简单的控制系统。为提高导弹的可靠性，项目组将600多个不同信道组减少到了20个，并将24公里长的线缆缩短为3公里。
烈火引入了一个新的概念，使用MIL-STD-1553数据总线来实现所有弹载通信和控制设备的内部连接。连接的设备主要包括惯导系统、飞控计算机、制动器以及传感器。新的民用和军用飞机上都采用了MIL-STD-1553数据总线标准。烈火-II上所有软件也都是围绕着这个总线进行的设计。来自DRDO的消息称，MIL-STD-1553数据总线减少了连接数量并使导弹更加强健。不过一些导弹分析家认为标准总线还不是最好的方法。据说一个用户化总线的效果可能会更好。因为在标准总线下，用户总要使用现有的电子设备，而这些设备的性能往往不是最优的。大多数新型导弹正转向使用应用了现有商用技术的数字总线，这就大大降低了子系统的更换成本。
精度
烈火-II使用了一个采用到达延时技术的先进地基信标系统来进行导航定位。与GPS类似，这个系统能实时更新导弹位置和速度数据。这一点在飞行试验中得到了验证。为提高精度，该系统进行过三次改进。在空间计划中，印度充分地展示了其对导航传感器和飞行控制技术的掌握。GTO（地球静止转移轨道，包括1000秒的有动力飞行时间。这段时间大部分都处于亚重力或无重力的环境中）的定位精度远比弹道导弹亚轨道弹道要精密和复杂。GSLV（静地卫星运载器）D2和F01的地球静止转移轨道远地点精度分别是百万分之1965和百万分之361。在中程弹道导弹射程下，烈火-II的精度为百万分之13，圆概率误差为40米。
值得注意的是，弹道导弹的惯导误差不同于飞机的惯导误差。它的精度只取决于燃料燃尽后的惯导精度。对于烈火-II来说，导弹经过100秒钟升入90公里以上大气层后就进入一个纯粹弹道学弹道。这样的弹道能事先预定并很容易计算出来。战斗机惯导系统的惯导测量装置和导航计算机则需要在整个飞行过程中不停地进行计算。这是由于在飞行过程中，随着惯导测量装置传感器的测量偏移，误差也将不断产生。而弹道导弹能够通过一些辅助的手段来更新速度和位置，这样就能够完全消除惯导系统产生的误差，持续按照预先设置的轨道精确飞行。据报道， 烈火-II在必要时还可以采用小型速度修正推进器包和（或）重返阶段的空气动力学操控（这需要现行的安装了惯导控制系统的RV结构）两种技术来修正发射误差。烈火-II飞行到大气层120公里处约150公里高的地方进入第二级，这样地基到达延时系统就能够在印度境内以及如有强电子战干扰的环境中正常工作。在远视点外，烈火-II导弹也能较好地保持视线。
烈火的整体精度由目标和发射器地理坐标的确定精度以及导航控制系统目标指定精度累加而成。首先，烈火发射点要经过仔细勘测。使用国产侦察资源测量得到的公尺级目标坐标将在很大程度上决定目标坐标指示的精度。一个远程弹道导弹的攻击误差会按照椭圆样式进行传递。一个沿纵轴传递的大误差会让圆概率误差变得更大。安装了误差测量装置和控制系统的RV-Mk.2能够完成末端机动以修正误差，并形成一个更精确更大入射角的顶端攻击抛线。更大入射角能大大减少误差的纵向传播和整个CEP。
末端制导
由于最大射程的不确定，也就无法确定烈火-II是否安装了末端制导系统。这个问题不能用简单否定的答案来回答。RV-Mk.2安装了更好的机动尾翼。这种尾翼能让弹头进行海豚式机动以规避和干扰敌方的防御系统。这就暗示RV-Mk.2内置有导航、惯导以及控制系统。烈火-II没有使用更先进的（更昂贵且更不强大的）框架或平台惯导系统，而是采用了标准的捷联式惯导系统。这决不意味导弹的性能会下降，也不能说导弹的精度差，而可能意味着导弹安装了某种末端制导系统。DRDO的声明似乎进一步证明了这一推断——烈火-II的CEP是40米（前面提到过），比早期的烈火变型的要小三倍。
烈火-II首次试验后，DRDO称烈火-II试验了一种末端制导系统。这个系统大大提升了导弹的精度。其次，为了进一步提高精度，烈火-II第二级推进器还安装了一个可伸缩的喷嘴来控制推进矢量的方向，以在飞行过程中调整弹道。这种可伸缩喷嘴技术在印度北极星卫星发射火箭第三级引擎上就得到了应用。DRDO还声再入火箭上使用了一个C\S波段的末端引导雷达。最后，烈火-II再入火箭还安装了一个弹载控制软件来修正再入速度，从而优化了整个再入调整过程。早期有报道称，烈火-II还安装了一个基于ISRO（印度空间研究组织）技术的末端制导系统。这个末端制导系统包括了一个以红外毫米波段焦平面扫描寻的头为基础的扫描相关光学系统。然而不能确定这种先进末端制导系统是否完全开发出来。另外，DRDO科学家有效地否定了烈火-II使用了GPS来辅助进行末端制导。因为GPS网络外部控制的问题还未得到解决。
DRDO末端制导的声明不时地会遭到一些DRDO反对者的轻视。他们会拿中国和朝鲜更为高级的制导系统以及这些系统被巴基斯坦使用的事实来说事。这些评论通常没有充分依据，站不住脚。但从另一个侧面，这些质疑强调了DRDO应该更加主动地来解释说明烈火-II的导航系统。更多的解释说明不会让DRDO有任何损失。其实，末端制导的声明是以DRDO科学家的信誉为赌注。因为这些科学家在早期就宣称烈火-II有这样的性能。
射程
烈火-II最不能确定的就是最大射程。下面通过公共数据分析和弹道学计算可以看到导弹的最大射程在很大程度上受到RV上是否安装了用于速度修正HAM的影响。在携带了一个远程且轻型的TN弹头后，RV-Mk.2上的空间就可以装载约200 公斤的燃料（液态或固态）。RV-Mk.2的整体HAM可以看成两个固体燃料级后的半级。它大大提升了轻型有效载荷的射程。同时，轻型核弹头的研发对于整个导弹射程的提高也至关重要。
烈火-II首次发射后，国防部长乔治.费南德斯就暗示了烈火-II的最大射程为3000 公里。从那以后关于烈火-II的射程就一直没有一个明确的说法，总在2000公里和2500公里之间徘徊。与此同时，卡拉姆博士在“印度航空98”上称烈火-II的最大射程可达到3,700公里。1999年和2001年，烈火-II试射了2000 公里以上的射程。因此2000 公里的射程可以排除。假设烈火-II 在1999年和2001年携带更轻有效载荷的2300 公里和2100 公里试验射程是真实可靠的，那么就暗示烈火-II使用了新的弹道，也就可以对烈火-II的最大射程做更为精确的推测。烈火-II看起来似乎有3000 公里的理论射程，并有1000 公斤的最大有效载荷（其中RV自重250公斤，弹头750公斤）。有迹象表明，早在上世纪80年代末，也就是在烈火-II方案讨论阶段时，印度就为其量身定制了一个200千吨的推进式裂变弹头。但是在1998年5月Pokhran-II系列核试验后，这个弹头设计方案被一个更轻型的200 - 300千吨两级热核设计取代。DRDO可以通过改变有效载荷或更换引擎配置来得到不同的射程。基于一些有效数据的分析，可以明显看到烈火-II在1000 公斤有效载荷下的最大射程已经超过了3000 公里，高度可能达到了3500 公里。但是更大的射程和更轻的有效载荷需要RV具有更快的再入速度以及相应更大热压所需的最大Q点。
机动发射车
作为印度路基核威慑力量的脊梁，烈火-II真正的价值在于它能进行公路和铁路两种机动，这也暗示了印度不希望导弹是容易遭受攻击的竖井式。烈火-II的机动性加之其纯粹的印度外形使它成为一种非常安全可靠的发射系统。其铁路机动系统是一个综合了通信指挥系统的发射平台。整个平台安装在一个行驶在宽轨距铁轨上27米长的货车上。平台包括斜梁、传输支撑、转换、组装以及竖起装置，能完成所有需要在发射场内完成的操作。这套机动系统还携带了一个有效载荷整合装置来完成常规战斗部和核弹头之间的更换。铁路发射平台使用了五组液压传动/支撑汽缸来保持水平。水平调整遥控进行，精度为±0.1°。此外，关键任务一级阶段支撑手臂装置可在200毫秒内完成清障任务。
烈火-II导弹参数：
作者：Arun Vishwakarma
编译：全球防务（知远）
AGNI导弹家族是印度战略核威慑力量的中流砥柱。AGNI在北印度语或梵语中是“烈火”的意思，这意味着烈火系列导弹属于战略弹道导弹。未来，烈火家族将继续提升自身的稳定性，扩充家庭成员，提供各种射程和载荷的型号。烈火-I是一种单级近程弹道导弹。烈火–II属于二级固体燃料中程弹道导弹，并在再入火箭中安装了一个增力火箭。其可操控再入火箭采用了碳碳复合材料。这种材料很轻并能够承受各种轨迹情况下大气再入时的高温。烈火-IIAT是烈火-II的改进型。虽然携带的燃料更轻，但它的射程和作用半径却比烈火-II更大。烈火-III是一种正在研制和试验的小型远程导弹。按时间顺序来说，烈火 -TD是烈火家族首个型号，主要是用于关键技术的快速验证。随后，印度相继研制了烈火 -II中程弹道导弹和烈火-I近程导弹。由于防务出版物中混乱的编号系统才出现了烈火-I这样的名称，这也经常迷惑读者。虽然没有说明具体的规格和配置，但印方的报告中还是提到了已经研发了具有更远射程和更大有效载荷的烈火-III和烈火-IV。最近，DRDO（国防研究与开发组织）还公布了烈火-III和烈火-IV的影像资料。基于各种新闻信息中的数据和技术合理性分析，烈火家族各型导弹普遍认可的完整命名及可能的对应配置如下（按研制年代顺序排列）：
烈火-TD/TTB：两级，第一级使用固体燃料，第二级使用液体燃料，中程弹道导弹技术论证型号。
烈火-II：两级，固体燃料，公路和铁路机动，中程弹道导弹 (3300 公里射程, 1000 公斤有效载荷) ；
烈火-I：一级，公路和铁路机动，近程弹道导弹 (850 公里射程, 1000 公斤 有效载荷) ；
烈火-III：两级，固体燃料，公路、铁路和水下机动，中程弹道导弹/洲际导弹导弹 (1500公斤有效载荷下的射程为5500 公里, 450 公斤 有效载荷下的射程为12,000 公里) ；
正在研制中的变型(估计的性能):
烈火-IIAT：烈火-II的改进型，使用了更先进更轻的材料。两级，固体燃料，公路和铁路机动，中程弹道导弹/洲际弹道导弹(4,000 公里射程, 1500 公斤 有效载荷) ；
烈火-III++/ IV：三级，固体燃料，铁路和公路机动，洲际弹道导弹 (10,000公里以上的射程, 1000 公斤 有效载荷) 。
DRDO研发的Prithvi-II（普里特维-II）、烈火-I、
烈火-II、烈火-IIAT、烈火-III以及烈火-III++
1983年，印度启动了研制生产地地和地空导弹的IGMDP (导弹发展综合计划)，专门进行烈火、Prithvi（普里特维）、Trishul（特里舒尔）、Akash（阿卡什）、Nag（毒蛇）和Astra（阿斯特拉）导弹系统的开发。DRDO负责整个计划的管理。其中，烈火导弹的研发由巴拉特动力有限公司负责。该公司拥有18枚的年生产能力，2000年底应该生产出了一小批的烈火-II（少于5枚）。实际年产量可能是15到20枚。
烈火-TD/TTB导弹
1972年前后，印度启动了“勇敢者”远程导弹计划，用以研制一种三级（液体燃料引擎）洲际弹道导弹。计划设想使用3台1974年研发的30吨推力液体推进引擎作为助推级和第二级的动力（第二级使用一台引擎）。后来该计划被取消。随后，印度又在IGMDP的支撑下开始了一个更为完整的导弹研发计划。
烈火-TD/TTB（技术演示和试验平台）计划的研制目的主要是进行以下三个方面的测试和验证。第一，再入试验火箭以超音速度再入大气层时的结构、导航和控制。这种再入火箭使用了多方向增强碳纤维平台技术；第二，惯性制导系统；第三，火箭的分级运输。
烈火-TD/TTB是一个比Prithvi（普里特维）更庞大的系统，有2,500 公里的射程并能携带1,000 公斤的有效载荷。最初的烈火-TD/TTB是Prithvi（普里特维）和SLV-3火箭推进级的混合产物。推进级与SLV-3的类似，但进行了一些改进。考虑到可能产生重要延迟，第二级采用了作用时间更短的Prithvi（普里特维）液体燃料推进器，而没有使用新型的固体燃料推进器。烈火-TD/TTB是一个廉价的试验平台，主要用于更高级平台再入和导航技术的验证。
发射台上的烈火-TD/TTB
1989年5月22号，烈火-TD/TTB进行了首次发射。其第二级使用的燃料更多，燃烧的时间也更长，因此需要在分离前提前点燃。这样就不需要在发射的开始阶段使用六个加压余量燃料引擎。烈火-TD/TTB的再入火箭运用了MRCP (多向增强碳素纤维预处理) 技术。1994年2月19号，烈火-TD/TTB基础型的最后一次试验取得了重要的技术突破。试验对包括具有末端制导能力的可操控再入火箭在内的整个系统进行了全面测试。据报道，试验中使用的末端制导系统是由一个基于电磁频谱红外和毫米波长扫描焦面寻的的扫描相关光学系统构成。值得注意的是，有不确定消息称烈火-TD/TTB只进行了1,450 公里射程的试验。事实上没有哪个导弹需要进行完整射程的试验，可能通过抬高或压低弹道来模拟各种射程的试验。
阿卜杜尔•卡拉姆总统表示，烈火-TD/TTB可以在两年的时间内完成全面部署。他同时宣布烈火-TD/TTB即将投入批量生产并同步展开一些旨在进一步提高导弹性能的研发性飞行。1995年4月，纳拉辛哈•拉奥总理恰当地否定了印度会迫于美国和西方七国集团的压力在烈火-TD阶段和三次试验飞行后暂停烈火计划的说法。事实上，在此期间拉奥总理已经秘密批准了一个烈火升级型的研制，加速研发更先进的核武器并建立了一个用于核武器安全保管使用的指挥控制系统。为提高生存能力和安全性，该套指挥控制系统分布于全国并完全受地方政府控制。随着多级远程弹道导弹再入和航电等关键技术的研发和验证，烈火-TD计划不断深入，实现了工程目标。卡吉尔地区暴乱中，印度准备使用烈火-TD进行核吓阻。不过烈火-TD并没有真正部署到部队中。现在这一型号已并被烈火-II所取代。烈火-II进行了流水式生产并正式列装。
通常，液体燃料导弹比固体燃料导弹更精确。首先是因为液态燃料导弹的导航和控制系统能够精确控制和限制引擎的推力，而固体燃料的导弹不能够根据需要适时关闭推力。其次，受到微小控制偏差以及实际操作条件的限制，固体燃料引擎的推力无法预知。这些就让固体燃料导弹的控制和定位很难把握，精度也无法得到保证，除非采取其他手段来减少误差。固体燃料烈火-TD的再入角度较小。其再入火箭使用了弹体倾斜空气动力学来修正弹道误差并减少再入时候的热压。烈火-TD的再入火箭有一个速度修正包，专门用于修正发射弹道误差。一些烈火-TD再入火箭携带了预先设定推力的固体燃料模块。这样，弹载导航控制器能够通过离散地比对推力值和想要达到的空间位置来进行实时的速度误差修正。
再入火箭烈火RV-Mk.1：
RV-Mk.1直径0.8米，长4米，由五个部分组成。每个部分都是两层复合结构。里层是由导弹天线罩缠绕机上的碳/环氧树脂复合材料构成，能承受结构性负载。外层采用碳/酚醛复合材料切割结构，在7巴的高压下锻造而成。同时，外层的离格结构确保了对温度和震动极限的高承受力。RV- Mk.1鼻尖使用了一种多向有机增强碳碳纤维复合材料。另外，烈火-TD再入火箭RV-Mk.1的设计使其内部温度不会超过60°C，以免弹头及其内部的电子系统遭到损坏。试验中，这一设计技术得到了很好的展示。当火箭头锥的温度达到3,000° C时，其内部的温度只有30°C。RV-Mk.1似乎使用了一个液体燃料的整体HAM（高空引擎），而不像西方国家那样将增力火箭与传统完全被动弹道弹头分离。HAM主要用于修正固体燃料级推进偏差以及精细的发射弹道偏差。
据说，1980年制造的RV可以携带一枚BARC（巴巴原子研究中心）制造的1000 公斤重200千吨当量的推进式核弹头。这种核弹头也是1980年研制的。在腾出空间携带1995年印度自己设计的更轻新型战斗部后，RV-Mk.1可以在加压容器中携带约200公斤液体燃料。其实仅为速度修正，50到80公斤就足够了。有迹象显示，RV-Mk.1在进入100 公里高的大气层后将呈现出一个平滑的弹道。这可以折射出以下三个含义。（1）导弹的射程增加了；（2）再入时的剧烈热压减少了；（3）更好的机动性使其很难被反弹道导弹防御系统拦截。有趣的是，1987年IGMDP最初设想研制一个100-250公斤有效载荷7-8 公里/秒的再入火箭。这显然对应了一个具有洲际弹道导弹射程的轻型核武器。然而战略需要清楚地显示，印度需要高当量武器来实现更大空间和影响的工作包线。经过一番思考、评估和讨论，印度最终按照BARC研制的高当量弹头对RV进行设计。RV的工作包线由200千吨当量相应弹头的尺寸和重量决定。上世纪80年代，BARC开始研制1000公斤的推进式裂变武器，从而产生了烈火 RV-MK.1。从烈火-III的RV设计可以看出，RV-MK.1就是为最后的远程型号而设计的。
弹道导弹和RV典型的飞行抛线
8马赫下RV的动力学压力
推进系统：
第一级：第一级引擎直径1米，长10米。它携带了约9吨重的固体推进物，约0.865的质量分率。这一级使用了三段推进剂药柱，并为增加推力采用了内部星形结构。引擎的材质是15CDV6高强度钢，采用了常规的碾压和焊接技术。烈火-TD中的推进物是AP-Al-PBAN（过氯酿铵-铝粉-聚丁二烯丙烯腈）复合推进剂。烈火以后的变型使用了HTPB（端羟基聚丁二烯）推进剂。烈火-TD推进物采用了星形配置，装填密度为78%。绝缘层和推进物之间有一个内衬系统。引擎喷嘴的材料也是15CDV6钢。渐缩喷管使用了一个碳-酚醛热保护系统，并采用高密石墨材料。分叉的前端和末端使用了碳和硅-酚醛内衬。
第二级：烈火-TD第二级其实就是一个简化了的Prithvi级。最初的飞行试验需要较少的燃料，后面慢慢采用了完全燃烧结构。这一级使用了液体燃料，这样就额外需要“加压余量燃料和制动”两种引擎来保持级分离和液体燃料启动时的正向重力。“加压余量燃料和制动”引擎都是由铝合金材料制成，并使用了一个双基推进物和高硅玻璃酚醛树脂烧蚀衬垫。DRDL（国防研发实验室）可以对推进系统进行专家级的设计、生产、检查、验证、静态试验以及飞行试验。
烈火-TD参数：
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第一级 |
第二级 |
RV再入级 |
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净重（公斤） 燃料重（公斤） 空重（公斤） 级燃料质量比 |
10,800 8,900 0.865 |
7,000 （不定） （不定） 0.80 |
50 |
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真空中推力（千克力） 海平面上推力（千克力） （燃烧时间 秒） |
51,251 46,390 （49） |
27,227 未知 （32） |
未知 |
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真空中比冲（秒） 海平面上比冲（秒） |
259 232 |
未知 232 |
未知 |
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直径（米） 长度（米） |
10.3 1.3 |
6 0.8 |
4 0.8 |
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燃烧室压力（巴） 膨胀率 |
44.1 6.7:1 |
38.3 14.2:1 |
未知 |
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推进物 化学成分 容器材料 |
固体 HTPB 钢 |
液体 抑制红色雾状硝酸&二甲代苯胺和三乙(烷)基 铝合金 |
- - 酚醛树脂玻璃 |
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引擎数量 （段数） |
1 （3） |
1 （1） |
未知 |
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控制系统 |
有空气动力学翼面的二次喷射推力矢量控制系统 |
换向发动机 |
空气动力学操控面 |
烈火-II导弹
上世纪90年代，随着巴基斯坦导弹和核武器的扩散以及巴基斯坦和朝鲜间的共同核扩散，印度的安全形势不断恶化。国际共犯使巴基斯坦能够通过黑市交易从朝鲜购得“劳动”导弹，并通过代理人经长途运送进入巴基斯坦。作为回报由巴基斯坦核专家卡迪尔•汗和军方共同经营的核武器和导弹“黑超市”向朝鲜提供核武器设计和铀浓缩设备。1998年战略红线被跨越，巴基斯坦试验了朝鲜提供的具有核攻击能力的“高里”导弹 (朝鲜称“劳动”)。这就使印度的中心区域受到了核武器的威胁。所有这些因素以及其它一些国际安全形势的变化迫使印度开始全面发展核武器。印度展开了Pokhran-II (博克兰-II)系列核试验，并开发出了可以搭载多种有效载荷的烈火远程弹道导弹家族。
烈火-TD计划为烈火-II的快速部署奠定了很好的基础，验证了远程弹道导弹所需的关键技术和设计。这样当决定制造烈火-II武器系统时，印度仅对1980年的基础设计进行了一些快速优化和完善，包括一个固体燃料第二级。固体燃料的化学成分、再入火箭和航电系统也进行进一步改进，达到了一个艺术级层次。Pokhran-II试验验证了一系列更轻更强的核武器。这个200 千吨的热核武器远比过去计划投资开发的1000公斤推进式核武器要轻得多，其有效载荷（包括弹头和再入火箭）仅500公斤。不过为了快速开发，早期开发的基础设计还在继续使用并对今后更优化的导弹设计和更轻的有效载荷开放。烈火-II将装备印度陆军第555导弹部队。
1999年4月11号上午9:47（印度标准时间），烈火-II进行了首次试验。试验在一个改造的火车箱上进行。车厢顶部可以滑动打开，这样导弹能在两个大型液压瓣的作用下竖立起来进入发射姿态。另外，一个单独的铁路车对整个发射过程进行控制。导弹从巴拉索尔邦惠勒岛上的IC-4发射台发射。导弹的下降弹程为2,000 - 2,100 公里，下降区域位于孟加拉湾。整个弹道旨在模拟一个2,800 - 3,000 公里的射程。2001年1月17日上午10:01（印度标准时间），烈火-II进行了第二次试验。导弹从TEL（竖立式运输发射架）车上发射，射程达到2,100 公里。烈火-II携带3000公斤的常规或战略有效载荷时的最大理论射程为3,000 公里。
虽然液体燃料配置仍然可用，但烈火-II还是使用了一个完全固体燃料推进系统。同时，印度称烈火-II使用了一个基于全球定位系统的改进导航系统。1月17号的试验后，烈火-II扫除了一切障碍，开始进行生产。其年产量可能是12枚（目前还没有完全实现）。据说1月17号试验的导弹携带了一个700公斤的战斗部，射程达到2100公里。由于试验被描述成是可操作配置，因此可以推测烈火-II现在携带的战斗部就是700 公斤。1999年4月11号第一次试验和2001年1月17号第二次试验射程的不同可以被解释成使用了不同的弹道和飞行抛面。
烈火-II的飞行试验
烈火-II的飞行阶段
烈火-II 的试验飞行
发射台上的 烈火-II
准备进行第二次试验的烈火-II
铁路机动的烈火-II
印度门前铁路机动烈火-II
1999、2000、2002和2006年国庆阅兵中公路机动的烈火-II 导弹
烈火-II依靠铁路机动发射车发射。这种发射车可以在标准宽轨铁路上机动。然而其技术试验平台是一个经过了一些增减改动的公路机动系统。公路和（或）铁路机动导弹系统减少了被攻击弱点并更多地考虑了攻击灵活性。不过一些批评人士认为这样的机动系统的耗费太高并大大增加了机动时间。由于印度除东北等一些地方外其他地区的公路基础设施都是可用的，而东北部地区的铁路设施是可用的，因此可以推断选择铁路运输可能就意味着印度将在其东北地区部署这种导弹。
据报道，烈火-II始终处于战备状态，可以在15分钟内完成发射任务。而烈火-TD的发射准备则需要半天时间才能完成。2001年5月和2001年7月，继任的国防部长贾斯旺特.辛格先后两次通知内阁安全事务委员会烈火-II已经可用并已经开始小批量生产，并计划在2001-2002年间列装。2002年3月14号，国防部长乔治.费南德斯向国会报告烈火-II已经进入生产阶段并正在列装。烈火-II的生产由海得拉BDL（巴的巴拉特动力有限公司）负责，年产量18枚，每枚造价约一千万卢比。
推进系统
第一级：烈火-II的第一级与烈火-TD的第一级十分类似。不过烈火-II使用了更多的高能燃料。这种高能燃料与PSLV（北极星卫星发射火箭）推进级使用的燃料类似。这一级真空中的比冲为269，海平面上为237。重量约为9.865吨。
第二级：烈火-II的第二级重4200 公斤，使用固体燃料推进剂。其外壳材料可能与第一级一样，都是15CDV6高强度钢。这样就减少了制造的难度。为了进行精确的弹道控制，该级使用了可调整推力方向的可弯曲喷嘴。与烈火-TD不同，烈火-II的第二级不需要使用用于级分离的制动引擎。而且它还使用了一个通风中间级。
可操控再入火箭烈火 RV-Mk.2
与RV-Mk.1类似，在为新的更轻的热核弹头（1995设计生产）腾出空间后，RV-Mk.2也可以在一个加压容器中携带200 公斤的液体燃料。另外，也至少有一个变型使用了固体燃料箱组来进行速度修正。
卡拉姆博士称RV-Mk.2在一台超级计算机上进行了整个再入极超音速流场的计算流体力学模拟。据报道，RV-Mk.2有一个高度控制系统。一些型号还安装了空气动力学操控尾翼。这可能是为携带更轻的有效载荷而设计的。更轻的有效载荷能让RV的弹道系数变小，从而阻止了精度的下降，增加了对导弹防御系统的突防率。还有不确切报道显示，印度已经研制了一个圆概率精度约40米的光学或雷达末端相关系统。虽然随后的报道称精度只有100米到200米，但这个精度也不错了。RV-Mk.2继承了早期RV-Mk.1的大部分基础形状、设计和技术。
轻型有效载荷需要不同的RV设计
8马赫下RV Mk-II的温度抛面
烈火-II再入火箭
不同于西方导弹国家生产的远程导弹，烈火的RV不是一个被动的弹道负载。它的精度取决于发射火箭在亚轨道弹道上的插入精度。西方第一代RV有很大的偏差，包括再入时为保持稳定而进行的旋转。由于有效载荷总线携带了亚轨道精确再入速度相关包，西方第二代RV的精度有了很大提高。尽管MIRV子弹头之间靠得很近，每个子弹头还是具有不同的速度，从而可以独立地攻击不同目标。不过它仍然是被动的并是完全弹道的。RV Mk.2比西方的RV要先进，实施全程的定位导航和控制。它在100公里的高度小角度再入，弹道比较流畅。
烈火-RV Mk.2的关键特征：1、使用了机动尾翼。其使用具有以下优点。（1）能支持更广范围的有效载荷重量和配置。没有压物的舱更轻有效载荷增大了导弹射程；（2）非弹道学弹道增大了拦截难度；（3）克服了一切因高空大气干扰引起的扰动；（4）能在极超音速下利用身体仰角让导弹滑行一段长距离，这样就减少了修正最大Q点的热物理应力；（5）弹道误差在随后飞行中确定并在再入过程中利用空气动力学力进行修正；（6）利用末端机动俯冲得到一个的更小的目标进入角，从而用于修正了CEP。2、携带了一个用于提高精度的速度相关包。使用了一组固态燃料模块或液态燃料推进器，来修正固体燃料级推力误差以及细小的发射弹道扰动。3、容纳一个液态燃料整体高空引擎。4、按照现行的有效载荷配置，高空引擎燃料负载能升级到商业范围，以携带更轻更紧凑的武器。5、更大的体积允许携带更好的反弹道导弹的对抗装置。
航电、导航和控制
烈火家族使用了捷联式惯导系统。因此一些必要的惯导传感器进行了本土生产，包括激光速率陀螺仪。烈火计划负责人Avinash Chander称，烈火导弹系统的可操作化过程很复杂。整个过程包括把一个庞大的计算机信息处理系统（包括导弹内部和地面控制系统）变成一个简单的控制系统。为提高导弹的可靠性，项目组将600多个不同信道组减少到了20个，并将24公里长的线缆缩短为3公里。
烈火引入了一个新的概念，使用MIL-STD-1553数据总线来实现所有弹载通信和控制设备的内部连接。连接的设备主要包括惯导系统、飞控计算机、制动器以及传感器。新的民用和军用飞机上都采用了MIL-STD-1553数据总线标准。烈火-II上所有软件也都是围绕着这个总线进行的设计。来自DRDO的消息称，MIL-STD-1553数据总线减少了连接数量并使导弹更加强健。不过一些导弹分析家认为标准总线还不是最好的方法。据说一个用户化总线的效果可能会更好。因为在标准总线下，用户总要使用现有的电子设备，而这些设备的性能往往不是最优的。大多数新型导弹正转向使用应用了现有商用技术的数字总线，这就大大降低了子系统的更换成本。
精度
烈火-II使用了一个采用到达延时技术的先进地基信标系统来进行导航定位。与GPS类似，这个系统能实时更新导弹位置和速度数据。这一点在飞行试验中得到了验证。为提高精度，该系统进行过三次改进。在空间计划中，印度充分地展示了其对导航传感器和飞行控制技术的掌握。GTO（地球静止转移轨道，包括1000秒的有动力飞行时间。这段时间大部分都处于亚重力或无重力的环境中）的定位精度远比弹道导弹亚轨道弹道要精密和复杂。GSLV（静地卫星运载器）D2和F01的地球静止转移轨道远地点精度分别是百万分之1965和百万分之361。在中程弹道导弹射程下，烈火-II的精度为百万分之13，圆概率误差为40米。
值得注意的是，弹道导弹的惯导误差不同于飞机的惯导误差。它的精度只取决于燃料燃尽后的惯导精度。对于烈火-II来说，导弹经过100秒钟升入90公里以上大气层后就进入一个纯粹弹道学弹道。这样的弹道能事先预定并很容易计算出来。战斗机惯导系统的惯导测量装置和导航计算机则需要在整个飞行过程中不停地进行计算。这是由于在飞行过程中，随着惯导测量装置传感器的测量偏移，误差也将不断产生。而弹道导弹能够通过一些辅助的手段来更新速度和位置，这样就能够完全消除惯导系统产生的误差，持续按照预先设置的轨道精确飞行。据报道， 烈火-II在必要时还可以采用小型速度修正推进器包和（或）重返阶段的空气动力学操控（这需要现行的安装了惯导控制系统的RV结构）两种技术来修正发射误差。烈火-II飞行到大气层120公里处约150公里高的地方进入第二级，这样地基到达延时系统就能够在印度境内以及如有强电子战干扰的环境中正常工作。在远视点外，烈火-II导弹也能较好地保持视线。
烈火的整体精度由目标和发射器地理坐标的确定精度以及导航控制系统目标指定精度累加而成。首先，烈火发射点要经过仔细勘测。使用国产侦察资源测量得到的公尺级目标坐标将在很大程度上决定目标坐标指示的精度。一个远程弹道导弹的攻击误差会按照椭圆样式进行传递。一个沿纵轴传递的大误差会让圆概率误差变得更大。安装了误差测量装置和控制系统的RV-Mk.2能够完成末端机动以修正误差，并形成一个更精确更大入射角的顶端攻击抛线。更大入射角能大大减少误差的纵向传播和整个CEP。
末端制导
由于最大射程的不确定，也就无法确定烈火-II是否安装了末端制导系统。这个问题不能用简单否定的答案来回答。RV-Mk.2安装了更好的机动尾翼。这种尾翼能让弹头进行海豚式机动以规避和干扰敌方的防御系统。这就暗示RV-Mk.2内置有导航、惯导以及控制系统。烈火-II没有使用更先进的（更昂贵且更不强大的）框架或平台惯导系统，而是采用了标准的捷联式惯导系统。这决不意味导弹的性能会下降，也不能说导弹的精度差，而可能意味着导弹安装了某种末端制导系统。DRDO的声明似乎进一步证明了这一推断——烈火-II的CEP是40米（前面提到过），比早期的烈火变型的要小三倍。
烈火-II首次试验后，DRDO称烈火-II试验了一种末端制导系统。这个系统大大提升了导弹的精度。其次，为了进一步提高精度，烈火-II第二级推进器还安装了一个可伸缩的喷嘴来控制推进矢量的方向，以在飞行过程中调整弹道。这种可伸缩喷嘴技术在印度北极星卫星发射火箭第三级引擎上就得到了应用。DRDO还声再入火箭上使用了一个C\S波段的末端引导雷达。最后，烈火-II再入火箭还安装了一个弹载控制软件来修正再入速度，从而优化了整个再入调整过程。早期有报道称，烈火-II还安装了一个基于ISRO（印度空间研究组织）技术的末端制导系统。这个末端制导系统包括了一个以红外毫米波段焦平面扫描寻的头为基础的扫描相关光学系统。然而不能确定这种先进末端制导系统是否完全开发出来。另外，DRDO科学家有效地否定了烈火-II使用了GPS来辅助进行末端制导。因为GPS网络外部控制的问题还未得到解决。
DRDO末端制导的声明不时地会遭到一些DRDO反对者的轻视。他们会拿中国和朝鲜更为高级的制导系统以及这些系统被巴基斯坦使用的事实来说事。这些评论通常没有充分依据，站不住脚。但从另一个侧面，这些质疑强调了DRDO应该更加主动地来解释说明烈火-II的导航系统。更多的解释说明不会让DRDO有任何损失。其实，末端制导的声明是以DRDO科学家的信誉为赌注。因为这些科学家在早期就宣称烈火-II有这样的性能。
射程
烈火-II最不能确定的就是最大射程。下面通过公共数据分析和弹道学计算可以看到导弹的最大射程在很大程度上受到RV上是否安装了用于速度修正HAM的影响。在携带了一个远程且轻型的TN弹头后，RV-Mk.2上的空间就可以装载约200 公斤的燃料（液态或固态）。RV-Mk.2的整体HAM可以看成两个固体燃料级后的半级。它大大提升了轻型有效载荷的射程。同时，轻型核弹头的研发对于整个导弹射程的提高也至关重要。
烈火-II首次发射后，国防部长乔治.费南德斯就暗示了烈火-II的最大射程为3000 公里。从那以后关于烈火-II的射程就一直没有一个明确的说法，总在2000公里和2500公里之间徘徊。与此同时，卡拉姆博士在“印度航空98”上称烈火-II的最大射程可达到3,700公里。1999年和2001年，烈火-II试射了2000 公里以上的射程。因此2000 公里的射程可以排除。假设烈火-II 在1999年和2001年携带更轻有效载荷的2300 公里和2100 公里试验射程是真实可靠的，那么就暗示烈火-II使用了新的弹道，也就可以对烈火-II的最大射程做更为精确的推测。烈火-II看起来似乎有3000 公里的理论射程，并有1000 公斤的最大有效载荷（其中RV自重250公斤，弹头750公斤）。有迹象表明，早在上世纪80年代末，也就是在烈火-II方案讨论阶段时，印度就为其量身定制了一个200千吨的推进式裂变弹头。但是在1998年5月Pokhran-II系列核试验后，这个弹头设计方案被一个更轻型的200 - 300千吨两级热核设计取代。DRDO可以通过改变有效载荷或更换引擎配置来得到不同的射程。基于一些有效数据的分析，可以明显看到烈火-II在1000 公斤有效载荷下的最大射程已经超过了3000 公里，高度可能达到了3500 公里。但是更大的射程和更轻的有效载荷需要RV具有更快的再入速度以及相应更大热压所需的最大Q点。
机动发射车
作为印度路基核威慑力量的脊梁，烈火-II真正的价值在于它能进行公路和铁路两种机动，这也暗示了印度不希望导弹是容易遭受攻击的竖井式。烈火-II的机动性加之其纯粹的印度外形使它成为一种非常安全可靠的发射系统。其铁路机动系统是一个综合了通信指挥系统的发射平台。整个平台安装在一个行驶在宽轨距铁轨上27米长的货车上。平台包括斜梁、传输支撑、转换、组装以及竖起装置，能完成所有需要在发射场内完成的操作。这套机动系统还携带了一个有效载荷整合装置来完成常规战斗部和核弹头之间的更换。铁路发射平台使用了五组液压传动/支撑汽缸来保持水平。水平调整遥控进行，精度为±0.1°。此外，关键任务一级阶段支撑手臂装置可在200毫秒内完成清障任务。
烈火-II导弹参数：
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第一级 |
第二级 |
HAM |
RV |
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总重量（公斤） 燃料重（公斤） 空重（公斤） 燃料质量比 |
10,800 9342 ? 0.865 |
4200 3570 ? 0.85 |
220 40 - 180 20 - 50 0.82 |
50 |
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真空中推力（千克力） 海平面上推力（千克力） （燃烧时间 秒） |
51,251 46,390 (49) |
27,227 - (32) |
50 - - |