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公斤/小时）迅速增加到大油门（15，000公斤/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。
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-155）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。
高温措施
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300c以上，铝合金只能承受140c，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v-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。
发动机在某些工作状态下，个别部件的温度超过1，000c，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700c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-20c，从而使舱内工作温度保持在50~70c。
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。
略有不足
正是由于高达3.2马赫的高速度，为了保证机体能够承受住高速带来的高温，米格-25大量采用了不锈钢结构，但这样的高密度材料却给米格-25带来了更大的重量和更高的耗油量，在其突破3马赫高速飞行时油料不能支撑太久，而且机体本身的高重量也一定限制了其载弹量，因此，米格-25只是一架能够高速运行的战斗机，在真正的与f4鬼怪等同时代先进战机作战时仅仅有一定的速度优势，而这一点也在日后的实战中被验证。
性能参数
武器装备无内装机炮，翼下4个挂架带4枚aa-6空空导弹，
内侧两枚为红外制导型，
米格-25携带的红外空空导弹
米格-25携带的红外空空导弹
外侧两枚为半主动雷达制导型，可带aa-7、aa-8空空导弹各两枚。
尺寸数据
翼展13.95米，
机长22.30米，
机高5.70米，
机翼面积56.20平方米，[6]
前缘后掠角（靠近翼尖）40度、（内侧）42度，展弦比3.50。
重量数据
空重15000千克，
正常起飞重量36000千克，
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