动力装置

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-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。

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。