動力裝置
發(fā)動機選型是米高揚設計局面臨的頭一個挑戰(zhàn)。當時，第一代渦扇發(fā)動機的研制剛剛起步,，在已有的加力式渦噴發(fā)動機中也選不出合適的型號，從頭研制勢必延遲飛機研制進度,。于是決定以當時為高空無人駕駛飛機研制的低增壓比試驗型渦噴發(fā)動機15K為基礎，由米庫林/圖曼斯基設計局按米格-25的設計要求進行改進,。據(jù)負責發(fā)動機改型的型號總設計師費·烏-蘇霍夫稱,，改型設計的工作量很大：為增大喘振裕度修改了壓氣機；為適應高空工作重新設計了燃燒室,；渦輪前溫度提高了50℃,；消除了加力燃燒室的燃燒振動；采用了三種工作狀態(tài)的可調(diào)噴口,。改型發(fā)動機實際上只保留了原來的機匣,，編號為R-15-300。
生產(chǎn)型R-15B-300系采用5級壓氣機和1級渦輪的加力式渦噴發(fā)動機,，增壓比為7,，最大推力86.24千牛,，加力推力109.76千牛。發(fā)動機原采用液壓機械式推力調(diào)節(jié)系統(tǒng),，但E-150/-152試飛發(fā)現(xiàn),，在飛機急劇爬升時該系統(tǒng)表現(xiàn)出明顯慣性，在由小油門（150公斤/小時）迅速增加到大油門（15,000公斤/小時）時不能保證充分供油,。于是通過1963~1964年在圖-16LL發(fā)動機試飛臺上試飛之后,，改用了RRD-15B綜合多功能電調(diào)系統(tǒng)，它能自動監(jiān)測6個參數(shù),，十分可靠,。飛機燃油系統(tǒng)中的主要執(zhí)行機構(gòu)也由液壓助力器改為電磁閥。
為改進米格-25的低空截擊能力,，曾試制過改型R-15BF-2-300,，加力推力提高到132.3千牛，井曾裝在E-155M（又稱E-266M）驗證機上試飛,，但未能投產(chǎn),。據(jù)稱原因是D-30F加力渦扇發(fā)動機將其取代，改型飛機最后也演變?yōu)槊赘?31,。
高溫措施
高溫是米格-25研制中面臨的另一挑戰(zhàn),。最大速度下機體表面駐點溫度高達300℃以上，鋁合金只能零受140℃,，必須選用新材料和新工藝,。當時鈦合金的開發(fā)和應用尚處初期。而且蘇聯(lián)在這方面還落后于美國,。米高揚設計局選用了不銹鋼和焊接工藝來制造機體的主要結(jié)構(gòu),，與美國的F-108和B-70選擇同樣的技術(shù)途徑。選用的是塑性好,、不易開裂和便于補焊的不銹鋼VNS-2、-4,、-5,，占機體結(jié)構(gòu)重量的80%，其余11%為高溫鋁合金D-19和8%的鈦合金,。除機翼采用焊接的整體油箱外,，機身的焊接整體油箱結(jié)構(gòu)占其容積的70%，機體上的焊縫長達4,000米,，焊點多達140萬個,。整體油箱結(jié)構(gòu)使飛機的總貯油量高達14.5噸。偵察型還采用垂尾油箱,，使油量增加574千克,。
米格-25大量采用不銹鋼結(jié)構(gòu)
發(fā)動機在某些工作狀態(tài)下,，個別部件的溫度超過1,000℃，為防止熱傳入機體,，發(fā)動機艙用鍍銀的防熱隔板包住,。鍍層厚30微米，鍍層吸熱系數(shù)為0.03~0.05,，每架飛機耗銀5千克,。所吸的5%的熱量又借助于玻璃纖維隔熱毯防止傳給機身油箱。
駕駛艙和設備艙采用通風冷卻,。飛行員借專用的空氣噴頭提供的冷卻空氣降溫,，風擋由導流環(huán)噴出的空氣冷卻。雖然艙內(nèi)溫度仍較高,，但飛行員認為可以接受,，只是必須帶手套才能工作。
冷卻系統(tǒng)的設計功率為18~24千瓦,。從發(fā)動機壓氣機引出的700℃的空氣,，通過進氣道內(nèi)的空氣-空氣熱交換器、燃油系統(tǒng)的熱交換器（用耐高溫燃油T-6作熱沉）和空氣-蒸氣熱交換器（蒸發(fā)水-甲醇混合液）后,，至設備艙入口處時溫度已降為-20℃,，從而使艙內(nèi)工作溫度保持在50~70℃。
氣動布局
米格-25的氣動布局與以前的米格式飛機的傳統(tǒng)風格有較大差別,，采用中等后掠上單翼,、兩側(cè)進氣、雙發(fā),、雙垂尾布局型式,。這是該設計局與蘇聯(lián)中央空氣流體動力學研究院共同的研究成果。
機翼的后掠角為42°,，下反角5°,，相對厚度4%，展弦比3.2,，翼面積61.9米2,。翼面積滿足在20,000米高空作巡航飛行的要求，而小展弦比和中等后掠角則為了保證機翼的剛度,。原型機的機翼原來無下反,，試飛后發(fā)現(xiàn)機翼有嚴重上反效應，遂改用5°下反角,。
由于布局方案的尾臂很短,，為保證航向穩(wěn)定性采用雙垂尾和尾部腹鰭。經(jīng)過試飛多次修改后，加大了垂尾面積,，減小了腹鰭,，克服了原尾腹鰭過大對著陸的不利影響。
飛機采用矩形二元進氣道,，用水平調(diào)節(jié)斜板進行調(diào)節(jié),。這是米格式飛機首次采用兩側(cè)進氣布局，但尚未解決在土質(zhì)跑道上起降時外物進入的問題,。
在一次高速飛行中偏轉(zhuǎn)副翼時因機翼嚴重扭轉(zhuǎn)而出現(xiàn)副翼反效,，飛機墜毀，試飛員喪生,。查明原因后規(guī)定在高速下不用副翼,，改用差動平尾進行操縱。但因全動平尾的轉(zhuǎn)軸位置安排不當,，在個別飛行狀態(tài)下助力器的功率不足,，再次機毀人亡。經(jīng)分析后將平尾轉(zhuǎn)軸向前緣移動了140毫米,。
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作者：
沅沅
編輯：
張學勤
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