Постановление о разработке Ил-38 было принято Советом Министров СССР 18 июня 1880 г. Первый (без противолодочного оборудования) следовало представить на испытания во втором квартале 1962 г., а второй - в четвертом. Тактико-технические требовании на самолет утвердили в апреле 1961 г.
Работы по созданию нового самолета начались без промедлений и уже 27 сентября 1961 г. (на год раньше установленного срока) он произвел первый полет. После этого до начала июня следующего года производилась заводская отработка.
Самолет Ил-38 никак нельзя назвать копией своего прототипа: крыло сдвинули вперед на три метра, конструкцию фюзеляжа изменили, емкость топливной системы, за счет установки дополнительных фюзеляжных баков возросла, длина самолета из-за хвостовой штанги, в которой разместили магниточувствительный блок магнитометра, увеличилась.
Заседания макетной комиссии по предъявленному проекту противолодочного комплекса самолета Ил-38 с поисково-прицельной системой «Беркута проводились в Москве с 15 мая по 12 нюня 1882 г.
Предложенный генеральным конструктором самолет Ил-38, так же как и его прототип Ил-18 но аэродинамической схеме является монопланом с низкорасположеным трапециевид-ным крылом и одно-килевым хвостовым оперением. Планер самолета состоит из фюзеляжа, крыла, четырех гондол двигателей, оперения я шасси.
Фюзеляж балочной конструкции круглого сечения в поперечнике. К нему крепится крыло, оперение и передняя нога шасси. В нижней части фюзеляжа имеются два грузовых отсека для размещении средств поиска и поражении ПЛ. Носовая часть фюзеляжа герметизирована, в ней размещается кабина экипажа. Хвостовая часть заканчивается обтекателем магнитометра АПМ-73. Длина фюзеляжа, включая носовой обтекатель и хвостовую балку, составляет 40,7 м, максимальный диаметр - 3,5 м.
Крыло самолета размахом 37,4 м состоит из центроплана и двух отъемных частей. Носок крыла оборудовал термоэлектрической системой противообледенения. Подфюзеляжная часть центроплана между левой я правой бортовыми нервюрами и отсеки между лонжеронам я в отъемной части врыла загерметизированы и служат емкостью для топлива. Мягкие топливные баки помещаются также в контейнерах, находящихся во внешней части крыла.
Общая емкость топливной системы - 35153 литра.
Силовая установка самолета включает четыре турбовинтовых двигатели АИ-20М (AИ-20 5-й серии) с четырехлопастиыми воздушными винтами АЖ-88Ж, сер. 04А диаметром 4,5 м. Система регулирования двигателей включает ряд противоаварийных систем: автоматического принудительного флюгирования и других.
