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伞Ｈ茉突髯傲教ā…15B…300 发动机，并在 1965~1977 年间，以 E…266 代号创造过 8 项飞行速度，9 项飞行高度和 6 项爬升时间的世界纪录。
两架 MiG…25P 原型机比翼齐飞
1967 年 7 月，在莫斯科土希诺机场举行的苏联航空节检阅中，4 架米格…25 预生产型首次作公开飞行表演。
1968 年，米格…25 的教练型开始试飞。为简化设计，教练员舱设在原驾驶舱之前，以便将设计修改局限于前机身，为此，取消了机头雷达和武器。
米格…25 教练型
1969 年和 1970 年 R 型和 P 型先后通过国家验收并投产。后来分别于 1972 年 5 月和 12 月交付部队使用。
1971 年改型侦察机米格…25RB 试飞并投产，所有的 R 型后来均按其改装。
1976 年 11 月至 1978 年，设计局完成对改型米格…25PD 设计、制造、试飞并投产。在随后两年内对部队服役的全部 P 型飞机按 PD 型进行了改装。
米格…25PD
1984 年，米格…25 停产。
动力装置的选择及改进
发动机选型是米高扬设计局面临的头一个挑战。当时，第一代涡扇发动机的研制刚刚起步，在已有的加力式涡喷发动机中也选不出合适的型号，从头研制势必延迟飞机研制进度。于是决定以当时为高空无人驾驶飞机研制的低增压比试验型涡喷发动机 15K 为基础，由米库林/图曼斯基设计局按米格…25 的设计要求进行改进。据负责发动机改型的型号总设计师费？乌…苏霍夫称，改型设计的工作量很大：为增大喘振裕度修改了压气机；为适应高空工作重新设计了燃烧室；涡轮前温度提高了 50℃；消除了加力燃烧室的燃烧振动；采用了三种工作状态的可调喷口。改型发动机实际上只保留了原来的机匣，编号为 R…15…300。
生产型 R…15B…300 系采用 5 级压气机和 1 级涡轮的加力式涡喷发动机，增压比为 7，最大推力 86。24 千牛，加力推力 109。76 千牛。发动机原采用液压机械式推力调节系统，但 E…150/…152 试飞发现，在飞机急剧爬升时该系统表现出明显惯性，在由小油门（150 千克/小时）迅速增加到大油门（15；000 千克/小时）时不能保证充分供油。于是通过 1963~1964 年在图…16LL 发动机试飞台上试飞之后，改用了 RRD…15B 综合多功能电调系统，它能自动监测 6 个参数，十分可靠。飞机燃油系统中的主要执行机构也由液压助力器改为电磁阀。
图…16LL
为改进米格…25 的低空截击能力，曾试制过改型 R…15BF…2…300，加力推力提高到 132。3 千牛，井曾装在 E…155M（又称 E…266M）验证机上试飞，但未能投产。据称原因是 D…30F 加力涡扇发动机将其取代，改型飞机最后也演变为米格…31。
解决高温问题的措施
高温是米格…25 研制中面临的另一挑战。最大速度下机体表面驻点温度高达 300℃以上，铝合金只能零受 140℃，必须选用新材料和新工艺。当时钛合金的开发和应用尚处初期。而且苏联在这方面还落后于美国。米高扬设计局选用了不锈钢和焊接工艺来制造机体的主要结构，与美国的 F…108 和 B…70 选择同样的技术途径。选用的是塑性好、不易开裂和便于补焊的不锈钢 VNS…2、…4、…5，占机体结构重量的 80％，其余 11％为高温铝合金 D…19 和 8％的钛合金。除机翼采用焊接的整体油箱外，机身的焊接整体油箱结构占其容积的 70％，机体上的焊缝长达 4；000 米，焊点多达 140 万个。整体油箱结构使飞机的总贮油量高达 14。5 吨。侦察型还采用垂尾油箱，使油量增加 574 千克。
米格…25 大量采用不锈钢结构
发动机在某些工作状态下，个别部件的温度超过 1；000℃，为防止热传入机体，发动机舱用镀银的防热隔板包住。镀层厚 30 微米，镀层吸热系数为 0。03~0。05，每架飞机耗银 5 千克。所吸的 5％的热量又借助于玻璃纤维隔热毯防止传给机身油箱。
驾驶舱和设备舱采用通风冷却。飞行员借专用的空气喷头提供的冷却空气降温，风挡由导流环喷出的空气冷却。虽然舱内温度仍较高，但飞行员认为可以接受，只是必须带手套才能工作。
冷却系统的设计功率为 18~24 千瓦。从发动机压气机引出的 700℃的空气，通过进气道内的空气…空气热交换器、燃油系统的热交换器（用耐高温燃油 T…6 作热沉）和空气…蒸气热交换器（蒸发水…甲醇混合液）后，至设备舱入口处时温度已降为 …20℃，从而使舱内工作温度保持在 50~70℃。
气动布局
米格…25 的气动布局与以前的米格式飞机的传统风格有较大差别，采用中等后掠上单翼、两侧进气、双发、双垂尾布局型式。这是该设计局与苏联中央空气流体动力学研究院共同的研究成果。
机翼的后掠角为42°，下反角 5°，相对厚度 4％，展弦比 3。2，翼面积 61。9 米²；。翼面积满足在 20；000 米高空作巡航飞行的要求，而小展弦比和中等后掠角则为了保证机翼的刚度。原型机的机翼原来无下反，试飞后发现机翼有严重上反效应，遂改用 5° 下反角。
由于布局方案的尾臂很短，为保证航向稳定性采用双垂尾和尾部腹鳍。经过试飞多次修改后，加大了垂尾面积，减小了腹鳍，克服了原尾腹鳍过大对着陆的不利影响。
飞机采用矩形二元进气道，用水平调节斜板进行调节。这是米格式飞机首次采用两侧进气布局，但尚未解决在土质跑道上起降时外物进入的问题。
在一次高速飞行中偏转副翼时因机翼严重扭转而出现副翼反效，飞机坠毁，试飞员丧生。查明原因后规定在高速下不用副翼，改用差动平尾进行操纵。但因全动平尾的转轴位置安排不当，在个别飞行状态下助力器的功率不足，再次机毁人亡。经分析后将平尾转轴向前缘移动了 140 毫米。
性能及其改进
苏联刊物公布的米格…25 截击型的战术一技术数据如下（括号内为侦察型数据）：
翼展 14。1 米；机长 22。3 米；翼面积 61。9 米²；。发动机 2×R…15BD…300，加力推力 2x109。76 千牛。正常起飞重量 37（36）吨；最大起飞重量 41 吨。高空最大速度 2。83M/小时；低空最大速度 1；200 千米/小时。实用升限 22；000 米。超音速航程（不带副油箱）940（1600）千米；带副油箱 1；285（2；100）千米。起飞滑跑距离 1；250 米；着陆滑跑距离 800 米。
米格…25P 装 Smertch…A 相控阵雷达，带红外和雷达制导空空导弹 R…40T/…40R 各两枚。PD 型装 RP…25（Saphir一25）雷达和 R…40T 和 R…60 近距空空导弹各两枚。
米格…25 的两个型别虽然于 1969 和 1970 年通过国家验收，但 1972 年才正式服役，原因是一次飞机着火失事中苏防空军司令员丧生。事故的原因是涡轮叶片断裂。后将叶片刚心移至更接近根部，改善了涡轮前燃气的温度场，降低了涡轮温度。
据试飞员介绍。飞机交付使用后，他们曾被派往中东参战，进一步挖掘米格…25 的性能潜力。原规定飞机最大速度（M=2。83）下只能飞 3 分钟，在中东提高到 8 分钟。随后进行了历时 40 分钟的最大推力状态试飞，证明对发动机无任何不良后果，最后取消了时间限制。另外，在一次规避导弹攻击的飞行中，飞机速度超过了 M=3。
关于飞机的机动能力，据试飞员称，飞机的操纵简便，在 M=2。5 下可作横滚，完成 3~4g 的机动；在重量 30 吨条件下可完成 5g 机动。一次，一位飞行员曾使过载达到 11。5g，飞机严重变形但未散架，而且安全着陆。试飞员还反映问世 10 年后，米格…25 已成为一架非常正常的飞机，能完成整套高级特技动作，包括斤斗、半斤斗，只是半径较大。
米格…25 已于 1984 年停产，完成了二十年的生产历程。通过以上介绍多少反映了苏联航空技术和航空工业发展的特点。
首先，该机技术决策正确，从预研到原型机试飞只用了 6 年，为消除叛逃失密的改型仅用了 2 年，几乎没走弯路和反复，充分反映了设计局和航空工业强大的技术实力和较高的管理水平。
其次，气动布局、结构选材和发动机选型都是创新多于继承，风险较大，不锈钢焊接结构曾招致很多人非议。原型机三度坠毁，压力不同一般。但政府和军方对技术问题不横加指责和干