並在 1965~1977 年間，以 E…266 代號創造過 8 項飛行速度，9 項飛行高度和 6 項爬升時間的世界紀錄。
兩架 MiG…25P 原型機比翼齊飛
1967 年 7 月，在莫斯科土希諾機場舉行的蘇聯航空節檢閱中，4 架米格…25 預生產型首次作公開飛行表演。
1968 年，米格…25 的教練型開始試飛。為簡化設計，教練員艙設在原駕駛艙之前，以便將設計修改侷限於前機身，為此，取消了機頭雷達和武器。
米格…25 教練型
1969 年和 1970 年 R 型和 P 型先後透過國家驗收並投產。後來分別於 1972 年 5 月和 12 月交付部隊使用。
1971 年改型偵察機米格…25RB 試飛並投產，所有的 R 型後來均按其改裝。
1976 年 11 月至 1978 年，設計局完成對改型米格…25PD 設計、製造、試飛並投產。在隨後兩年內對部隊服役的全部 P 型飛機按 PD 型進行了改裝。
米格…25PD
1984 年，米格…25 停產。
動力裝置的選擇及改進
發動機選型是米高揚設計局面臨的頭一個挑戰。當時，第一代渦扇發動機的研製剛剛起步，在已有的加力式渦噴發動機中也選不出合適的型號，從頭研製勢必延遲飛機研製進度。於是決定以當時為高空無人駕駛飛機研製的低增壓比試驗型渦噴發動機 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。據負責發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；採用了三種工作狀態的可調噴口。改型發動機實際上只保留了原來的機匣，編號為 R…15…300。
生產型 R…15B…300 系採用 5 級壓氣機和 1 級渦輪的加力式渦噴發動機，增壓比為 7，最大推力 86。24 千牛，加力推力 109。76 千牛。發動機原採用液壓機械式推力調節系統，但 E…150/…152 試飛發現，在飛機急劇爬升時該系統表現出明顯慣性，在由小油門（150 千克/小時）迅速增加到大油門（15；000 千克/小時）時不能保證充分供油。於是透過 1963~1964 年在圖…16LL 發動機試飛臺上試飛之後，改用了 RRD…15B 綜合多功能電調系統，它能自動監測 6 個引數，十分可靠。飛機燃油系統中的主要執行機構也由液壓助力器改為電磁閥。
圖…16LL
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 研製中面臨的另一挑戰。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。當時鈦合金的開發和應用尚處初期。而且蘇聯在這方面還落後於美國。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，佔機體結構重量的 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佔其容積的 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；000℃，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。
駕駛艙和裝置艙採用通風冷卻。飛行員借專用的空氣噴頭提供的冷卻