Самолет-разведчик МиГ-25Р предназначен для ведения видовой воздушной разведки с больших высот. Первый полет опытного самолета состоялся в марте 1964 года. Серийный выпуск МиГ-25Р был начат на авиазаводе в Горьком в начале 1969 г. Он велся нарастающими темпами, параллельно шел процесс совершенствования самой машины и ее оборудования. Первым в ряду модификаций МиГ-25Р занял свое место скоростной высотный разведчик-бомбардировщик МиГ-25РБ. Эта машина создавалась в самом конце 1969 г. фактически в ответ на просьбу Египта и Сирии о помощи в их борьбе с Израилем. Официально работы велись в соответствии с Приказом МАП от 29 января 1970 г, т.е. были оформлены задним числом. Самолёт предназначался для ведения воздушной фото- и радиотехнической разведки, а также для нанесения ударов по площадным наземным целям авиабомбами калибром до 500 кг.
С целью достижения необходимой точности бомбометания в навигационную систему «Пеленг» решили ввести возможность коррекции от РСБН, Кроме того, в бортовую вычислительную машину заложили алгоритм расчета момента выдачи предупреждающего и исполнительного сигнала на сброс. На самолёт МиГ-25Р установили систему управления сбросом бомб, специальные термостойкие бомбодержатели, рассчитали нагрев и режимы безопасного отделения бомб.
Уже в феврале 1970 г на базе ГНИКИ ВВС в Ахтубинске началось переоборудование опытного самолета Е-155Р-4 в новый вариант Е-155Р-4Б, Эта машина, судя по заводскому №020СА01 (что расшифровывалось, как первая машина первой серии, т.е. «СА», изделия «02»), считалась головным серийным разведчиком. Ее красный бортовой номер «024» означал четвертый по счету экземпляр разведчика - изделия «02». Самолёт был оборудован первоначально подкрыльевой, а затем и подфюзеляжной подвеской четырех бомб ФАБ-500М62. На нем уже в марте летчик-испытатель А.Г Фастовец выполнил первое бомбометание с высоты около 20 км при скорости 2500 км/ч. Ранее ни один самолет в мире не бомбил в подобном режиме.
Как водится, работа вскрыла различного рода недочеты: от элементарно безграмотной пайки электрических разъемов нетермостойким припоем, который расплавлялся в полете, до проблем электромагнитной совместимости бортовых систем. В одном из вылетов в апреле 1970 г А.С. Бежевцу из-за отказа системы «Пеленг» пришлось лететь на большой скорости дольше расчетного времени, и это привело к самопроизвольному сбросу бомб. Как выяснилось позже, на балке их подвески обнаружилась зона, нагревавшаяся выше расчетной температуры, в результате чего сработал пиротехнический отталкиватель. После этого случая пришлось разработать новые термостойкие пиропатроны. Естественно, при полете с бомбовой подвеской потолок самолёта несколько уменьшился. Для компенсации этого явления решили увеличить плошадь верхней стенки воздухозаборника. Испытания доработанного Е-155Р-4Б подтвердили, что желаемого эффекта удалось достигнуть.
В декабре 1970 г., после завершения Госиспытаний Е-155Р-4Б, было принято решение о срочном переоборудовании по его образцу нескольких самолётов из строевых частей и о проведении их контрольных испытаний с участием военных пилотов, В это время в Горьком выпуск чистых разведчиков прекратили и приступили к выпуску разведчиков-бомбардировщиков. Хотя в процессе контрольных испытаний самолёта периодически возникали отказы бортового вычислителя, инерциальной системы. Случились и лётные происшествия, но в целом они завершились благополучно, и самолёт был рекомендован к принятию на вооружение.
В ходе серийного производства МиГ-25Р (с самолета №02022077) максимальная бомбовая нагрузка возросла до 5000 кг (10 бомб ФАБ-500М-62: шесть — под фюзеляжем и четыре под крылом с использованием тандемной подвески ма балочных держателях МБДЗ-У2Т). Однако вскоре выяснилось, что такая загрузка является чрезмерной: машина резко теряла в высотности и скорости из-за возросших массы и лобового сопротивления. Тогда нагрузку ограничили 4 т. В процессе производства отказались также от топливных баков в килях. Для прицельного бомбометания и автоматического сброса бомб по заданным координатам на МиГ-25РБ и всех последующих его модификациях использовалась комплексные прицельно-навигационные системы «Пеленг-Д», «Пеленг-ДР» или «Пеленг-ДМ». МиГ-25РБ выпускался в течение двух лет, а все ранее построенные разведчики МиГ-25Р были дооборудованы бомбовым вооружением и уже ничем не отличались от МиГ-25РБ.
Одновременно с решением о создании МиГ-25Р было принято решение о разработке варианта самолёта с аппаратурой детальной радиотехнической разведки «Куб-3», получившего наименование МиГ-25РБК. Эта аппаратура позволяла определять координаты излучающих средств, большое количество параметров излучения и оперативно передавать данные на наземный пункт, а также распечатывать на борту для последующего анализа. Вес оборудования для детальной радиотехнической разведки измерялся сотнями килограммов, а его размеры были таковы, что пришлось основательно переделывать нос самолета. Опытный экземпляр (переделан из МиГ-25Р №0305, бортовой номер «305») был построен летом 1970 г, успешно прошел Государственные испытания в 1971-73 гг и был запущен в серийное производство, которое продолжалось в Горьком до 1980 г.
На серийных машинах устанавливалась усовершенствованная аппаратура «Куб-3М», в состав оборудования входила также помеховая станция СПС-143 «Сирень». Вооружение было таким же, как на варианте МиГ-25РБ. Машины последних серий отличались новым контейнером тормозного парашюта, увеличенной поверхностью верхних панелей воздухозаборника, установкой новой станции предупреждения СПО-15 «Береза», а также наличием другого более совершенного оборудования.
В 1963 г. Московский НИИ приборостроения выступил с предложением о создании специально для Е-155Р радиолокатора бокового обзора, способного приблизить качество радиолокационного изображения местности к фотографическому путем внедрения принципа синтезирования размеров антенны за счет движения самолёта. Способ позволял обнаруживать самолёты на аэродромах, железнодорожные составы, распознавать корабли, оценивать состояние таких объектов, как мосты. Опытно-конструкторские работы по установке такой РЛС на МиГ-25 велись, начиная с 1965 г, почти семь лет. Опытный экземпляр МиГ-25Р №0304 с РЛС «Сабля Е» был построен летом 1970 г и прошел Государственные испытания в 1972-73 гг. Эта модификация, получившая обозначение МиГ-25РБС («С» — от названия станции), в 1973 г. была запущена в серийное производство. Самолёты отличались большими панелями из радиопрозрачного материала по бокам носовой части фюзеляжа и уменьшенными размерами носового конуса. Аппаратура включала помеховую станцию СПС-142 «Сирень». Фотооборудование не устанавливалось. Бомбардировочное вооружение не отличалось от установленного на МиГ-25РБ.
Принятие МиГ-25РБ, -РБК и -РБС на вооружение состоялось Постановлениями Совета Министров СССР от 13 апреля и 18 декабря 1972 г. Серийное производство МиГ-25РБС завершилось в 1977 г, а вообще выпуск разведывательно-бомбардировочных модификаций МиГ-25 продолжался до 1982 г. Всего было выпущено более 220 самолётов в различных вариантах.
Летом 1970 г на базе МиГ-25Р №20303 (бортовой номер «303») построили опытный экземпляр разведчика-бомбардировщика МиГ-25РБВ, оснащенный более эффективной станцией общей радиотехнической разведки СРС-9 «Вираж-1». В 1971-72 гг самолёт прошел Государственные испытания и строился серийно до 1979 г. Подобно исходному варианту новый самолёт оснащался сменным фотооборудованием. На МиГ-25РБВ поздних выпусков вместо помеховой станции СПС-141 «Сирень» ставили СПС-151 «Лютик». Разведчики МиГ-25РБ, -РБВ, оборудованные для фоторазведки ночью и в сумерках, обозначались МиГ-25РБН.
Восемь самолетов МиГ-25РБВ были оборудованы аппаратурой «Высота» с контейнером радиационной разведки для взятия проб воздуха на большой высоте и последующего анализа на радиоактивность. Самолеты назвали МиГ-25РР. При их использовании достигалась максимальная высотность, а сокращение времени пребывания в зоне повышенной радиоактивности уменьшало уровень облучения пилота. В 1970-80-х гг МиГ-25РР совершали полеты вдоль границы с Китаем для наблюдения за испытаниями там ядерного оружия.
В 1979 г прошел Государственные испытания опытный экземпляр разведчика-бомбардировщика с более легкой и надежной, по сравнению со станцией «Вираж»» станцией общей радиотехнической разведки «Тангаж». При этом расширился диапазон частот и типов разведуемых РЛС, появилась возможность определения их координат при наземной обработке разведданных на цифровых вычислительных машинах. Горьковский авиазавод выпускал модификацию МиГ-25РБТ с 1980 по 1982 годы. На МиГ-25РБТ устанавливалась новая система госопознавания «Пароль» и станция предупреждения об облучении СПО-15 «Береза».
С 1981 г на части ранее выпущенных ударных разведчиков МиГ-25РБС вместо РЛС бокового обзора «Сабля», показавшей себя очень ненадежной в эксплуатации, установили станцию нового поколения «Шомпол» аналогичного назначения. Доработанные самолёты получили обозначение МиГ-25РБШ. По сравнению со станцией «Сабля» разрешающая способность новой РЛС была повышена в два-три раза. Кроме того, расширился диапазон рабочих высот самолета. Нижний предел составил 300 м, верхний — до 23 км, тогда как «Сабля» могла работать на высотах не ниже 17 км. Тогда же подверглись доработке и самолеты МиГ-25РБК. Аппаратуру «Куб-3М» заменили на более современную станцию детальной радиотехнической разведки «Шар-25». Последняя обладала большим быстродействием и могла работать в условиях сложного радиотехнического поля. Она позволяла обнаруживать современные РЛС со сложными видами излучения. Кроме того, разведчик комплектовался новыми панорамными фотоаппаратами, средствами постановки активных и пассивных помех и т.д. В связи с тем, что буква Ш уже фигурировала в обозначениях, доработанные машины решили назвать МиГ-25РБФ. Внешне от МиГ-25РБК они отличались дополнительными радиопрозрачными участками в носовой части фюзеляжа. Переоборудование МиГ-25РБК в МиГ-25РБФ, так же, как и МиГ-25РБС в МиГ-25РБШ, производилось одновременно с капитальным ремонтом самолётов.
Как уже говорилось, система дозаправки топливом в полете отрабатывалась и для разведывательно-бомбардировочных модификаций МиГ-25. Как и на перехватчиках, заправочное оборудование устанавливалось в носовой части фюзеляжа ближе к правому борту, но со значительным сдвигом вперед, обусловленным компоновкой разведывательной аппаратуры. При этом носовой конус пришлось несколько удлинить, а топливоприемную штангу выполнить неубираемой. Испытания проводились на серийных доработанных МиГ-25РБВ (бортовой номер «68») и МиГ-25РБШ в конце 1980-х гг. После переделки машины обозначались МиГ-25РБВДЗ и МиГ-25РБШДЗ. В это же время начались испытания более перспективного тактического разведчика Су-24МР, уже оснащенного системой дозаправки, и программа увеличения дальности разведчиков МиГ-25 потеряла свою актуальность. В результате, как и перехватчики, разведывательно-бомбардировочные варианты МиГ-25 систему заправки не получили.
Выпущенный малой серией самолет МиГ-25МР предназначался для метеорологических наблюдений и отличался от обычного разведчика спецоборудованием, а также отсутствием аэрофотоаппаратов и станций СРС-4.
МиГ-25Р — двухдвигательный высокоплан с трапециевидным крылом, боковыми воздухозаборниками, двухкилевым вертикальным и цельноповоротным горизонтальным оперениями. Самолёт изготовлен из высокопрочных нержавеющих сталей (около 80% по массе), а также алюминиевого (11%) и титанового (8%) сплавов. Основной вид соединений в конструкции — автоматическая и полуавтоматическая контактная и дуговая сварка. Фюзеляж — типа монокок с дополнительными нижними лонжеронами и балками. Представляет собой единый агрегат без эксплуатационных разъемов. Технологически фюзеляж состоит из переднего отсека, закабинного отсека, отсека топливных баков, хвостовой части, двух воздухозаборников и хвостового кока. В верхней части переднего отсека фюзеляжа расположена гермокабина летчика, а под ней — оборудование. Фонарь кабины состоит из козырька и откидной части и изготовлен из термостойкого оргстекла толщиной 20 мм (козырек) и 12 мм (откидная часть). Открытие и закрытие фонаря — ручное. В открытом положении откидная часть фиксируется подкосом спереди и штангой стопорения сзади. В закрытом положении она запирается четырьмя замками и герметизируется шлангом, который надувается сжатым воздухом. Носовая часть переднего отсека в зависимости от модификации самолета имеет различную конструкцию. Носовая часть разведчика-бомбардировщика состоит из набора диафрагм и стрингеров с приклепанной к ним алюминиевой обшивкой. Внутри нее находятся агрегаты специального фото- и радиоэлектронного оборудования, смонтированные на платформе, которая при выполнении ТО может опускаться и подниматься на тросах при помощи лебедки.
Закабинный отсек состоит из герметичной теплоизолированной верхней части, в которой установлено радиоэлектронное оборудование, и негерметичной ниши передней опоры шасси. По конструкции закабинный отсек — полумонокок, образованный панелями. Отсек топливных баков — основной силовой отсек фюзеляжа, разделенный шпангоутами на шесть баков. Отсек содержит узлы навески консолей крыла, основных опор шасси и двигателей.
Хвостовая часть фюзеляжа содержит узлы навески двигателей, килей и подфюзеляжных гребней. Здесь расположены отсеки бустеров и балки крепления консолей стабилизатора. Кроме того, на шп. № 14 закреплены гидроцилиндры нижнего и верхнего тормозных щитков и качалки управления рулями поворота. Низ фюзеляжа между шп. № 9 и № 13 представляет собой откидные панели для ТО, демонтажа и монтажа двигателей.
Воздухозаборник каждого двигателя автономный, прямоугольного переменного сечения. Оснащен двухстворчатым регулируемым клином, передняя створка которого имеет отверстия для отсоса погранслоя, а на задней установлен турбулизатор, а также регулируемой нижней створкой, которая может занимать три фиксированных положения.
Хвостовой кок фюзеляжа приклепан к сил. шп. № 14. Он включает внутреннюю (стальную) часть и наружные (титановые) панели: ниши верхнего и нижнего тормозных щитков и контейнер тормозных парашютов с дюралюминиевой крышкой. Тормозные щитки отклоняются на угол 45°. Общая площадь тормозных парашютов — 50 м. Парашюты могут выпускаться по команде летчика или автоматически при касании земли.
Крыло — свободнонесущее, трапециевидное, имеет аэродинамическую крутку. Удлинение крыла — 2,94, сужение — 3,1, угол поперечного «V» — 5'. Стреловидность крыла по передней кромке — 4Г02'. Угол стреловидности по задней кромке — 9''29'. Консоль крыла крепится к фюзеляжу в пяти точках. Основными силовыми элементами консоли являются передний, средний и задний лонжероны, а также передний и задний стрингеры. Продольный набор, нервюры и обшивка выполнены в основном из стали и соединены с помощью сварки. Внутреннее пространство консоли представляет собой два герметичных отсека, образующих передний и задний крыльевые топливные баки. Носок крыла — съемный, сварной из титанового сплава. Внутри носка проходят топливопровод и электрожгуты. На законцовках закреплены противофлаттерные грузы.
Хвостовое оперение. Кили — трехлонжеронные, киль крепится к фюзеляжу в четырех точках. Руль поворота — клепаной конструкции, отклоняется на угол до 25' в обе стороны. Горизонтальное оперение — цельноповоротное, дифференциально отклоняемое. Углы отклонения на взлете и посадке — от -32° до +13°, а при максимальной скорости — от -12,5° до +5°. Самолет оснащен двумя симметрично установленными подфюзеляжными аэродинамическими гребнями клепаной конструкции. Каждый гребень состоит из двух частей: передней, присоединенной к откидной панели обслуживания двигателя, и задней, закрепленной на хвостовой части фюзеляжа. Задняя часть левого гребня оснащена отклоняемой штангой, являющейся датчиком касания земли и управляющей автоматическим выпуском тормозных парашютов.
Шасси — трехопорное с носовым колесом, убирающееся по направлению полета. Передняя опора — полурычажного типа, управляемая, оснащена двумя спаренными колесами. Уборка и выпуск шасси производится от гидросистемы, аварийный выпуск — от воздушной системы.
Силовая установка самолётов ранних выпусков включала два турбореактивных двигателя Р-15Б-300. Позднее устанавливались Р-15БД-300. Двигатель — одновальный, с осевым пятиступенчатым компрессором, индивидуальными камерами сгорания в общем корпусе, одноступенчатой турбиной, форсажной камерой и двухстворчатым трехпозиционным эжекторным соплом. Топливо — керосин марок Т-6 и Т-7П, размещается в шести фюзеляжных и четырех крыльевых баках. Общее количество топлива на перехватчике — 14750 кг. Под фюзеляжем разведчиков-бомбардировщиков и МиГ-25ПД может подвешиваться ПТБ емкостью 5300 л (4370 кг). МиГ-25Р, выпущенные до середины 1970-х гг, имеют два дополнительных топливных бака в килях.
Противопожарные системы двигателей — автономные, каждая включает в себя две подсистемы: сигнализации о пожаре и пожаротушения. Огнегасящий состав — фреон 114В2. Оборудование, за исключением аппаратуры специального назначения, на перехватчиках и разведчиках унифицировано. Оно состоит из: связной KB-радиостанции Р-847РМ (позднее — Р-864); связной УКВ-радиостанции Р-832М «Эвкалипт»; радиостанции Р-802; радиокомпаса АРК-10; радиовысотомера больших высот РВ-19 (позднее — РВ-18); радиовысотомера малых высот РВ-4 (РВ-4А); станции предупреждения об облучении СПО-10 «Сирена-3М» (позднее — СПО-15 «Береза»); маркерного радиоприемника МРП-56П; ответчика системы управления воздушным движением СО-63Б (позднее — СО-69); ответчика системы государственного опознования СР0-2П; радиосистемы ближней навигации РСБН-6С «Коралл»; антенно-фидерной системы «Пион-3П»; переговорного устройства СПУ-7; защищенного накопителя информации «Тестер УЗЛ»; аппаратуры речевой информации П-591 с магнитофоном РИ-65; магнитофона МС-6 «Лира»; приемника воздушного давления ПВД-7; системы автоматического и ручного управления воздухозаборником СРВМу-2А и др.
Разведывательно-бомбардировочные модификации оснащены прицельно-навигационной системой «Пеленг-Д» (или «Пеленг-ДР», «Пеленг-ДМ»), в состав которой входят: инерциально-курсовая система ИКС-8; доплеровский измеритель скольжения и угла сноса ДИСС-3с «Стрела» (позднее — ДИСС-7 «Поиск»); цифровая вычислительная машина ЦВМ-10-155 «Орбита-155». Самолеты несут станции постановки помех СПС-141, СПС-142, СПС-143 или СПС-151. На МиГ-25БМ установлен прицельный комплекс «Ягуар» со станцией обнаружения и целеуказания «Сыч-М».
Электрическая система самолёта МиГ-25Р включает: два канала электроснабжения постоянным током с напряжением 28 В и две сети трехфазного переменного тока частотой 400 Гц и напряжением 115 В. В каждом канале постоянного тока основными источником энергии является генератор ГСР-12КИС, а резервным — аккумуляторная батарея 15СЦС-45Б. Источники переменного тока — генераторы СГК-11/1,5КИС (или СГК-11/1,5КИС-М), вращающиеся от приводов постоянных оборотов ППО-20 (по одному на каждый двигатель). Так как ряд потребителей требует питания переменным током частотой 400 Гц и напряжением 36 В, к каждой сети подключены трансформаторы Т-1,5/02. В аварийной ситуации обеспечивается автоматическое выключение мощных потребителей электроэнергии для того, чтобы агрегаты, обеспечивающие посадку, могли проработать не менее 15 минут.
Гидросистема состоит из двух автономных систем — бустерной и общей. Обидая обеспечивает: уборку и выпуск шасси, закрылков и тормозных щитков; торможение колес (в т.ч. их подтормаживание при буксировке самолета); автоматическое торможение колес основных опор при уборке; управление передней опорой шасси и воздухозаборниками (в т.ч. аварийную уборку клиньев); питание одной из камер двухкамерных бустеров системы управления самолетом; закрытие створок турбостартеров после запуска двигателей. Бустерная служит для питания другой камеры бустеров СУ и аварийного торможения колес шасси. Источником энергии в обеих системах служат поршневые ротативные насосы НП-70А, работающие совместно с гидроаккумуляторами. Каждую гидросистему обслуживают по два насоса, один из которых установлен на коробках приводов правого двигателя, другой — левого.
Воздушная система состоит из трех самостоятельных систем: основной, аварийной и системы поддавливания блоков радиооборудования. Основная система производит: герметизацию фонаря и включение его ПОС; управление подачей азота в топливные баки и аварийным сливом топлива; выпуск тормозных парашютов и их сброс; управление заслонками охлаждения генераторов, створками турбостартера и др. Аварийная воздушная система служит для аварийного выпуска шасси и установки нижних створок воздухозаборников во взлетно-посадочное положение. Система поддавливания обеспечивает наддув радиооборудования и бака системы жидкостного охлаждения блоков РЛС (для перехватчиков) или станций радиотехнической разведки (для разведчиков). Сжатый воздух содержится в трех баллонах. Емкость воздушного баллона основной системы — 14 л, аварийной — 10 л, системы поддавливания — 2 л.
Система управления — бустерная необратимая. В кабине размещены классические органы управления — ручка и педали с механизмами загрузки. Проводка управления — механическая, смешанная: жесткая (на прямолинейных участках) и тросовая. В качестве силовых приводов используются двухкамерные гидроусилители: два БУ-170 (по одному бустеру на каждую консоль стабилизатора), один БУ-170Э, отклоняющий оба элерона, и один БУ-190 для рулей направления. В системе управления стабилизатором установлена автоматика АРУ-90А, изменяющая передаточное отношение между отклонениями ручки и стабилизатора в зависимости скоростного напора. Для балансировки управления и снижения нагрузок на ручке и педалях используются механизмы триммерного эффекта МП-100М. Самолет оснащен системой автоматического управления САУ-155, исполнительными элементами в которой являются рулевые агрегаты РАУ-107А во всех каналах управления, работающие как раздвижные тяги. Для улучшения поперечной управляемости самолета служит система дифференциального отклонения стабилизатора и система компенсации при несимметричных пусках ракет.
Противообледенительная система защищает от обледенения козырек фонаря (используется этиловый спирт) и ПВД (электротепловая).
Системы жизнеобеспечения. Система кондиционирования предназначена для поддержания в кабине летчика и отсеках оборудования заданной температуры и давления. Воздух отбирается от компрессоров обоих двигателей (около 800 кг/ч), охлаждается и подается в кабину (поддерживается температура около +20'С) и отсеки оборудования. Комплект кислородного оборудования ККО-5ЛП обеспечивает работоспособность летчика во всем диапазоне высот в герметизированной кабине и на высотах до 11 км при ее разгеметизации. Снаряжение летчика: гермошлем ГШ-6 либо защитный шлем ЗШ-5 или ЗШ-7 (при полете на малых высотах); высотный компенсирующий костюм ВКК-6М или вентилируемый костюм ВК-3, а при полетах над морем — высотный морской спасательный комплект ВМСК-4 или ВМСК-2М, спасательный пояс АСП-74 или жилет АСЖ-58. При угрозе применения оружия массового поражения в состав снаряжения дополнительно включается защитная одежда «Комплект-Л».
Система катапультирования включает кресло КМ-1М, позволяющее спасать летчика на высотах до 20000 м и при приборных скоростях до 1200 км/ч, а также на взлете и посадке при скорости не менее 130 км/ч. Катапультируемое кресло оснащено парашютным кислородным прибором КП-27М, обеспечивающим питание летчика кислородом вплоть до приземления, а нем также размещается носимый аварийный запас: автоматически надуваемая резиновая лодка, аварийный радиомаяк «Комар», средства сигнализации и жизнеобеспечения.
Спецоборудование разведчиков-бомбардировщиков МиГ-25Р: аэрофотоаппараты А-70М, А-Е/10, А-72, с45-АРЭ, ночной НА-75; станции общей радиотехнической разведки СРС-4А или СРС-4Б, или СРС-4В (на МиГ-25РБ) либо СРС-9 «Вираж» (на МиГ-25РБВ), либо «Тангаж» (на МиГ-25РБТ); станцию радиоэлектронной разведки «Куб-ЗМ» (на МиГ-25РБК); РЛС бокового обзора «Сабля» (на МиГ-25РБС) либо «Шомпол» (на МиГ-25РБШ); станцию детальной радиотехнической разведки «Шар-25» (на МиГ-25РБФ).
Бомбовая нагрузка разведчиков-бомбардировщиков — 4000 кг, самолетов поздних серий выпуска (с № 02022077) — 5000 кг. Бомбы подвешиваются на четырех балочных держателях: двух МБДЗ-У2 под крылом (по осям внутренних пилонов перехватчика) и двух МБДЗ-У2Т под фюзеляжем (тандемом по оси симметрии самолета). Эти варианты МиГ-25 могут нести на специальных держателях ядерные бомбы. На МиГ-25БМ вместо бомб могут подвешиваться на подкрыльевых пусковых устройствах АКУ-58 четыре управляемые противорадиолокационные ракеты Х-58У с дальностью пуска более 40 км.
Тактико-технические характеристики МиГ-25Р
Размах крыла, м 13.42
Длина самолета, м 21.55
Высота самолета, м 6.00
Площадь крыла, м2 62.40
Масса, кг
пустого самолета 20500
нормальная взлетная 37000
максимальная взлетная 41200
Топливо, кг 15245
Тип двигателя 2 ТРДФ Р-15Б-300
Тяга, кН
нефорсированная 2 х 73.50
форсированная 2 х 100.1
Максимальная скорость, км/ч 3000
Скорость разведывательного полета , км/ч 2650
Практическая дальность действия, км
со сверхзвуковой скоростью без ПТБ 1635
с дозвуковой скоростью без ПТБ 1865
со сверхзвуковой скоростью с ПТБ 2130
с дозвуковой скоростью с 5300 л ПТБ 2400
Максимальная скороподъемность, м/мин 18000
Практический потолок, м 23000
Макс. эксплуатационная перегрузка 5
Экипаж, чел 1
