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為改進米格-25 的低空截擊能力，曾試製過改型 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。據稱原因是 d-30f 加力渦扇發動機將其取代，改型飛機最後也演變為米格-31。
解決高溫問題的措施
高溫是米格-25 研製中麵臨的另一挑戰。最大速度下機體表麵駐點溫度高達 300c以上，鋁合金隻能零受 140c，必須選用新材料和新工藝。當時鈦合金的開發和應用尚處初期。而且蘇聯在這方麵還落後於美國。米高揚設計局選用了不鏽鋼和焊接工藝來製造機體的主要結構，與美國的 f-108 和 b-70 選擇同樣的技術途徑。選用的是塑性好、不易開裂和便於補焊的不鏽鋼 vns-2、-4、-5，占機體結構重量的 80%，其餘 11%為高溫鋁合金 d-19 和 8%的鈦合金。除機翼採用焊接的整體油箱外，機身的焊接整體油箱結構占其容積的 70%，機體上的焊縫長達 4,000 米，焊點多達 140 萬個。整體油箱結構使飛機的總貯油量高達 14.5 噸。偵察型還採用垂尾油箱，使油量增加 574 千克。
米格-25 大量採用不鏽鋼結構
發動機在某些工作狀態下，個別部件的溫度超過 1,000c，為防止熱傳入機體，發動機艙用鍍銀的防熱隔板包住。鍍層厚 30 微米，鍍層吸熱係數為 0.03~0.05，每架飛機耗銀 5 千克。所吸的 5%的熱量又藉助於玻璃纖維隔熱毯防止傳給機身油箱。
駕駛艙和設備艙採用通風冷卻。飛行員借專用的空氣噴頭提供的冷卻空氣降溫，風擋由導流環噴出的空氣冷卻。雖然艙內溫度仍較高，但飛行員認為可以接受，隻是必須帶手套才能工作。
冷卻係統的設計功率為 18~24 千瓦。從發動機壓氣機引出的 700c的空氣，通過進氣道內的空氣-空氣熱交換器、燃油係統的熱交換器（用耐高溫燃油 t-6 作熱沉）和空氣-蒸氣熱交換器（蒸發水-甲醇混合液）後，至設備艙入口處時溫度已降為 -20c，從而使艙內工作溫度保持在 50~70c。
氣動布局
米格-25 的氣動布局與以前的米格式飛機的傳統風格有較大差別，採用中等後掠上單翼、兩側進氣、雙發、雙垂尾布局型式。這是該設計局與蘇聯中央空氣流體動力學研究院共同的研究成果。
機翼的後掠角為42°，下反角 5°，相對厚度 4%，展弦比 3.2，翼麵積 61.9 米2。翼麵積滿足在 20,000 米高空作巡航飛行的要求，而小展弦比和中等後掠角則為了保證機翼的剛度。原型機的機翼原來無下反，試飛後發現機翼有嚴重上反效應，遂改用 5° 下反角。
由於布局方案的尾臂很短，為保證航向穩定性採用雙垂尾和尾部腹鰭。經過試飛多次修改後，加大了垂尾麵積，減小了腹鰭，克服了原尾腹鰭過大對著陸的不利影響。
飛機採用矩形二元進氣道，用水平調節斜板進行調節。這是米格式飛機首次採用兩側進氣布局，但尚未解決在土質跑道上起降時外物進入的問題。
在一次高速飛行中偏轉副翼時因機翼嚴重扭轉而出現副翼反效，飛機墜毀，試飛員喪生。查明原因後規定在高速下不用副翼，改用差動平尾進行操縱。但因全動平尾的轉軸位置安排不當，在個別飛行狀態下助力器的功率不足，再次機毀人亡。經分析後將平尾轉軸向前緣移動了 140 毫米。
性能及其改進
蘇聯刊物公布的米格-25 截擊型的戰術一技術數據如下（括號內為偵察型數據）：
翼展 14.1 米；機長 22.3 米；翼麵積 61.9 米2。發動機 2×r-15bd-300，加力推力 2x109.76 千牛。正常起飛重量 37（36）噸；最大起飛重量 41 噸。高空最大速度 2.83m/小時；低空最大速度 1,200 千米/小時。實用升限 22,000 米。超音速航程（不帶副油箱）940（1600）千米；帶副油箱 1,285（2,100）千米。起飛滑跑距離 1,250 米；著陸滑跑距離 800 米。
米格-25p 裝 smertch-a 相控陣雷達，帶紅外和雷達製導空空飛彈 r-40t/-40r 各兩枚。pd 型裝 rp-25（saphir一25）雷達和 r-40t 和 r-60 近距空空飛彈各兩枚。
米格-25 的兩個型別雖然於 1969 和 1970 年通過國家驗收，但 1972 年才正式服役，原因是一次飛機著火失事中蘇防空軍司令員喪生。事故的原因是渦輪葉片斷裂。後將葉片剛心移至更接近根部，改善了渦輪前燃氣的溫度場，降低了渦輪溫度。
據試飛員介紹.飛機交付使用後，他們曾被派往中東參戰，進一步挖掘米格-25 的性能潛力。原規定飛機最大速度（m=2.83）下隻能飛 3 分鍾，在中東提高到 8 分鍾。隨後進行了歷時 40 分鍾的最大推力狀態試飛，證明對發動機無任何不良後果，最後取消了時間限製。另外，在一次規避飛彈攻擊的飛行中，飛機速度超過了 m=3。
關於飛機的機動能力，據試飛員稱，飛機的操縱簡便，在 m=2.5 下可作橫滾，完成 3~4g 的機動；在重量 30 噸條件下可完成 5g 機動。一次，一位飛行員曾使過載達到 11.5g，飛機嚴重變形但未散架，而且安全著陸。試飛員還反映問世 10 年後，米格-25 已成為一架非常正常的飛機，能完成整套高級特技動作，包括斤鬥、半斤鬥，隻是半徑較大。
米格-25 已於 1984 年停產，完成了二十年的生產歷程。通過以上介紹多少反映了蘇聯航空技術和航空工業發展的特點。
首先，該機技術決策正確，從預研到原型機試飛隻用了 6 年，為消除叛逃失密的改型僅用了 2 年，幾乎沒走彎路和反覆，充分反映了設計局和航空工業強大的技術實力和較高的管理水平。
為改進米格-25 的低空截擊能力，曾試製過改型 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。據稱原因是 d-30f 加力渦扇發動機將其取代，改型飛機最後也演變為米格-31。
解決高溫問題的措施
高溫是米格-25 研製中麵臨的另一挑戰。最大速度下機體表麵駐點溫度高達 300c以上，鋁合金隻能零受 140c，必須選用新材料和新工藝。當時鈦合金的開發和應用尚處初期。而且蘇聯在這方麵還落後於美國。米高揚設計局選用了不鏽鋼和焊接工藝來製造機體的主要結構，與美國的 f-108 和 b-70 選擇同樣的技術途徑。選用的是塑性好、不易開裂和便於補焊的不鏽鋼 vns-2、-4、-5，占機體結構重量的 80%，其餘 11%為高溫鋁合金 d-19 和 8%的鈦合金。除機翼採用焊接的整體油箱外，機身的焊接整體油箱結構占其容積的 70%，機體上的焊縫長達 4,000 米，焊點多達 140 萬個。整體油箱結構使飛機的總貯油量高達 14.5 噸。偵察型還採用垂尾油箱，使油量增加 574 千克。
米格-25 大量採用不鏽鋼結構
發動機在某些工作狀態下，個別部件的溫度超過 1,000c，為防止熱傳入機體，發動機艙用鍍銀的防熱隔板包住。鍍層厚 30 微米，鍍層吸熱係數為 0.03~0.05，每架飛機耗銀 5 千克。所吸的 5%的熱量又藉助於玻璃纖維隔熱毯防止傳給機身油箱。
駕駛艙和設備艙採用通風冷卻。飛行員借專用的空氣噴頭提供的冷卻空氣降溫，風擋由導流環噴出的空氣冷卻。雖然艙內溫度仍較高，但飛行員認為可以接受，隻是必須帶手套才能工作。
冷卻係統的設計功率為 18~24 千瓦。從發動機壓氣機引出的 700c的空氣，通過進氣道內的空氣-空氣熱交換器、燃油係統的熱交換器（用耐高溫燃油 t-6 作熱沉）和空氣-蒸氣熱交換器（蒸發水-甲醇混合液）後，至設備艙入口處時溫度已降為 -20c，從而使艙內工作溫度保持在 50~70c。
氣動布局
米格-25 的氣動布局與以前的米格式飛機的傳統風格有較大差別，採用中等後掠上單翼、兩側進氣、雙發、雙垂尾布局型式。這是該設計局與蘇聯中央空氣流體動力學研究院共同的研究成果。
機翼的後掠角為42°，下反角 5°，相對厚度 4%，展弦比 3.2，翼麵積 61.9 米2。翼麵積滿足在 20,000 米高空作巡航飛行的要求，而小展弦比和中等後掠角則為了保證機翼的剛度。原型機的機翼原來無下反，試飛後發現機翼有嚴重上反效應，遂改用 5° 下反角。
由於布局方案的尾臂很短，為保證航向穩定性採用雙垂尾和尾部腹鰭。經過試飛多次修改後，加大了垂尾麵積，減小了腹鰭，克服了原尾腹鰭過大對著陸的不利影響。
飛機採用矩形二元進氣道，用水平調節斜板進行調節。這是米格式飛機首次採用兩側進氣布局，但尚未解決在土質跑道上起降時外物進入的問題。
在一次高速飛行中偏轉副翼時因機翼嚴重扭轉而出現副翼反效，飛機墜毀，試飛員喪生。查明原因後規定在高速下不用副翼，改用差動平尾進行操縱。但因全動平尾的轉軸位置安排不當，在個別飛行狀態下助力器的功率不足，再次機毀人亡。經分析後將平尾轉軸向前緣移動了 140 毫米。
性能及其改進
蘇聯刊物公布的米格-25 截擊型的戰術一技術數據如下（括號內為偵察型數據）：
翼展 14.1 米；機長 22.3 米；翼麵積 61.9 米2。發動機 2×r-15bd-300，加力推力 2x109.76 千牛。正常起飛重量 37（36）噸；最大起飛重量 41 噸。高空最大速度 2.83m/小時；低空最大速度 1,200 千米/小時。實用升限 22,000 米。超音速航程（不帶副油箱）940（1600）千米；帶副油箱 1,285（2,100）千米。起飛滑跑距離 1,250 米；著陸滑跑距離 800 米。
米格-25p 裝 smertch-a 相控陣雷達，帶紅外和雷達製導空空飛彈 r-40t/-40r 各兩枚。pd 型裝 rp-25（saphir一25）雷達和 r-40t 和 r-60 近距空空飛彈各兩枚。
米格-25 的兩個型別雖然於 1969 和 1970 年通過國家驗收，但 1972 年才正式服役，原因是一次飛機著火失事中蘇防空軍司令員喪生。事故的原因是渦輪葉片斷裂。後將葉片剛心移至更接近根部，改善了渦輪前燃氣的溫度場，降低了渦輪溫度。
據試飛員介紹.飛機交付使用後，他們曾被派往中東參戰，進一步挖掘米格-25 的性能潛力。原規定飛機最大速度（m=2.83）下隻能飛 3 分鍾，在中東提高到 8 分鍾。隨後進行了歷時 40 分鍾的最大推力狀態試飛，證明對發動機無任何不良後果，最後取消了時間限製。另外，在一次規避飛彈攻擊的飛行中，飛機速度超過了 m=3。
關於飛機的機動能力，據試飛員稱，飛機的操縱簡便，在 m=2.5 下可作橫滾，完成 3~4g 的機動；在重量 30 噸條件下可完成 5g 機動。一次，一位飛行員曾使過載達到 11.5g，飛機嚴重變形但未散架，而且安全著陸。試飛員還反映問世 10 年後，米格-25 已成為一架非常正常的飛機，能完成整套高級特技動作，包括斤鬥、半斤鬥，隻是半徑較大。
米格-25 已於 1984 年停產，完成了二十年的生產歷程。通過以上介紹多少反映了蘇聯航空技術和航空工業發展的特點。
首先，該機技術決策正確，從預研到原型機試飛隻用了 6 年，為消除叛逃失密的改型僅用了 2 年，幾乎沒走彎路和反覆，充分反映了設計局和航空工業強大的技術實力和較高的管理水平。