На каждой консоли крыла количество элементов подвески возросло с 3 до 5. С учетом требования увеличения нормальной нагрузки до шести ФАБ-250, для уменьшения их лобового сопротивления рассматривался вариант размещения четырех ФАБ-250 с тандемной подвеской на каждой консоли, с применением двух-постовых пилонов-держателей.
Была уменьшена стреловидность киля, что позволило существенно упростить конструкцию и технологию изготовления вертикального оперения, при этом ось вращения руля направления стала перпендикулярной к направлению потока (стреловидность по оси вращения - нулевая), что упростило исполнение привода управления им.
Изменение обводов фюзеляжа было проведено с учетом требования повышения технологичности изготовления отдельных его агрегатов. Обводы головной части фюзеляжа на виде в плане в зоне кабины также были образованы прямыми, параллельными плоскости симметрии. Бортовые броневые панели кабины были плоскими, кроме небольших участков с одинарной кривизной. Была упрощена геометрия обводов фюзеляжа в средней и хвостовой частях.
Полученные результаты продувок позволили отказаться от боковых щек перед входом в воздухозаборники, повысив тем самым технологичность их изготовления. Была также несколько изменена форма входов в воздухозаборники и упрощена геометрия воздушных каналов.
Практически все теоретические чертежи, определявшие внешний облик самолета, с которым он вышел на испытания и пошел в серию, выполнил бывший летчик-истребитель авиации ВМС, талантливый аэродинамик, математик и конструктор с безупречной графикой Вячеслав Михайлович Лебедев.
Выполнение требований по проходимости на грунтовых аэродромах при возросших взлетно-посадочных весах привело к переходу на колеса большего диаметра и ширины. Схема уборки основных стоек шасси при этом изменилась. Конструктором Владимиром Федоровичем Маровым была предложена очень компактная схема, позволявшая убирать стойку с колесом 360x840 мм в отсек длиной 1200 мм. Позднее, в ходе конструктивных разработок, схема уборки передней опоры была также изменена: колесо стало убираться не в носовой, а в закабинный отсек.
Подход к реализации целевых конструктивно-компоновочных мероприятий, направленных на повышение выживаемости самолета, не претерпел особых изменений. Появились новые решения, реализация которых приводила к дополнительному повышению боевой живучести. В плане повышения боевой живучести был введен лобовой бронеблок фонаря кабины, уменьшена площадь бокового остекления. При выпуске рабочих чертежей на самолеты Т8-1 и Т8-2 в конструкции кабины использовались стальные плиты и габаритно-весовые имитаторы брони.
Принципиально новым решением в части повышения боевой живучести силовой установки было использование выносной объединенной коробки приводов самолетных агрегатов. Источники энергии (электрогенераторы и гидронасосы) размещались на объединенной (одной на два двигателя) коробке приводов, которая размещалась в отсеке фюзеляжа между двигателями. Нижний люк и боковые панели отсека выполнялись из стальной авиационной брони, спереди коробка приводов защищалась броневой стенкой расходного топливного бака. Мощность на привод коробки отбиралась от обоих двигателей с помощью верхних индивидуальных трансмиссий. При этом еще получалась весовая экономия в 60 кг. Позднее идея объединенной коробки приводов самолетных агрегатов была реализована на самолете МиГ-29.
Еще одним нововведением на самолете было применение одного расходного топливного бака с запасом топлива, достаточным для возвращения на аэродром базирования. Бак имел бронированную заднюю стенку и днище.
Новой особенностью комплекса повышения БЖ был отказ от применения инертного газа и переход на более надежный, хотя и менее выгодный в весовом отношении способ обеспечения взрывобезопасности топливных баков - заполнение их крупноячеистым пенополиуретаном.
В силовой установке первого этапа создания самолета предполагалось по-прежнему использование двигателей Р9-300, несмотря на невыполнение требуемых летно-технических характеристик из-за малой тяговооруженности и плохой экономичности на крейсерских режимах полета, а также высокого уровня инфракрасного излучения.
На втором этапе было предусмотрено использование двигателей ТР7-117 разработки С.П.Изотова или двигателя Р53-ЭОО разработки С.К.Туманского.
Все указанные решения определили облик самолета Су-25 второй редакции, которая не претерпела коренных изменений при создании эталонного образца самолета-штурмовика.
Макетная комиссия, назначенная приказом министра авиационной промышленности Дементьевым с 1 2 по 15 сентября 1972 года рассмотрела макет и материалы эскизного проекта легкого войскового самолета-штурмовика Су-25.
Одним из существенных положительных моментов проекта отмечалась более чем 40-процентная отдача по массе боевой нагрузки (в варианте максимальной взлетной массы). В заключении констатировалось выполнение всех тактико-технических требований ВВС в части летных характеристик при использовании перспективных двухконтурных бесфорсажных двигателей типа ТР7-117 или Р53-300.
