Первым межконтинентальным пассажирским самолётом в СССР стал турбовинтовой Ту-114. Однако на рубеже конца 1950-х — начала 1960-х годов в мире стала стремительно развиваться реактивная пассажирская авиация. В стремлении следовать новейшим техническим достижениям в СССР начал прорабатываться вопрос о создании межконтинентального пассажирского лайнера с турбореактивными двигателями. Загруженный сразу несколькими проектами пассажирских самолётов, А. Н. Туполев отказался от подобного проекта, и тогда за воплощение взялся другой советский конструктор пассажирских самолётов — Сергей Владимирович Ильюшин.

Ил-62 стал последним самолётом, построенным под руководством С. В. Ильюшина. В конце 1960-х годов Ильюшин по состоянию здоровья ушёл на пенсию, и ОКБ возглавил Г. В. Новожилов, который заканчивал проектные работы и испытания самолёта Ил-62.

Разработка Ил-62 была начата в начале 1960-х годов, когда Аэрофлотом были выработаны требования к дальнемагистральному самолёту, способному совершить беспосадочный перелёт из Москвы в Хабаровск и Гавану. Эти требования поставили задачу обеспечения наибольшей безопасности полётов, максимального комфорта для пассажиров и высокой экономической эффективности. В самолёте должна была находиться специальная техника, которая обеспечивала бы безопасное решение при отказе двигателя, а также в зонах повышенной турбулентности. По безопасности, надёжности, экономичности и дальности полёта он должен был не уступать самолётам Boeing 707 и DC-8.

При создании самолёта СССР ещё не состоял в Международной организации гражданской авиации (ИКАО). Однако было принято решение выполнить на самолёте основные требования ИКАО по обеспечению безопасности полётов.

Первый опытный прототип Ил-62 СССР-06156 с двигателями АЛ-7 тягой по 7500 кгс впервые поднялся в небо 2 января 1963 года под командованием В. К. Коккинаки. На втором прототипе СССР-06153 в 1964 году установили новые двигатели НК-8 (9500 кгс), а позже — модифицированные НК-8-4. Испытания продолжались 4 года и в середине 1967 года самолёт поступил в эксплуатацию.

С 1969 года в ОКБ имени Ильюшина приступили к разработке модифицированного варианта Ил-62М. Новый вариант под обозначением Ил-62М-200 отличается (от исходного Ил-62) усиленной конструкцией планера, двухщелевыми закрылками (вместо однощелевых), увеличенным диапазоном углов перестановки стабилизатора и автоматизацией его управления, улучшенной конфигурацией носков руля высоты, включением интерцепторов в проводку управления по крену, новыми центральными узлами штурвального управления, усовершенствованной системой управления, более мощными и экономичными ТРДД Д-30КУ, улучшенной аэродинамикой гондол двигателей, размещением в киле дополнительного топливного бака ёмкостью 5000 литров, новым турбоагрегатом ТА-6А, существенно усовершенствованным навигационным оборудованием. В результате, взлётная масса самолёта Ил-62М-200 возросла со 160,5 тонны у Ил-62 до 164,7 тонны — на 4200 кг.

Лётные испытания самолёта Ил-62М были проведены в 1970—1972 годах. В январе 1973 года он поступил в эксплуатацию. Самолёты Ил-62М использовались на наиболее протяжённых маршрутах. В 1975 году на нём был выполнен перелёт из Москвы в Сиэтл (США) через Северный Полюс.

С июня 1974 года до августа 1978 года ОКБ разрабатывало проект самолёта Ил-62МК, отличавшегося увеличенной до 196 пассажиров вместимостью и рассчитанного на взлёт с полосы длиной 2300—2600 м. Для этого была изменена конструкция шасси: увеличена колея, снижено давление в шинах, усилены тормоза, на крыле предусмотрен воздушный тормоз. Поскольку самолёт предполагалось эксплуатировать на линиях средней протяжённости, фюзеляж был усилен. чтобы выдерживать большее число взлётов и посадок. Однако этот проект не был реализован. В июле 1978 года передан в эксплуатацию первый Ил-62М (б/н СССР-86484) с усиленным крылом и увеличенной до 167 тонн взлётной массой. Усиление крыла также увеличило ресурс самолёта.

Самолёт был разработан в нескольких компоновочных вариантах. Компоновка различалась числом пассажирских салонов, числом кресел и шагом их установки, а также степенью их комфортности, что позволяло использовать Ил-62 с максимальной рентабельностью.

Самолёт представляет собой свободнонесущий низкоплан со стреловидным крылом и Т-образным оперением, с четырьмя двигателями в хвостовой части фюзеляжа. Фюзеляж представляет собой конструкцию овального в плане сечения с силовым набором из шпангоутов, стрингеров и работающей обшивки. Всего в силовом наборе фюзеляжа 101 шпангоут и 76 стрингеров.

Спереди находится радиопрозрачный обтекатель антенны РЛС «Гроза». Герметичная часть фюзеляжа разделена полом на верхнюю и нижнюю части. В верхней герметичной части фюзеляжа находятся: кабина экипажа (со 2-го по 11-й шпангоут) с пятью рабочими местами членов экипажа, оборудованная необходимой аппаратурой для нормальной работы первого и второго пилотов, бортинженера, радиста и штурмана. Затем два (или три) пассажирских салона, между салонами — кухня-буфет, в задней части фюзеляжа гардероб на 125–130 мест для зимней одежды пассажиров. На всю пассажирскую кабину имеется пять туалетных комнат (два передних туалета, один средний и два задних). Пол пассажирских салонов состоит из фиксированных и легкосъёмных панелей, изготовленных из фанеры с внутренним заполнителем из пенопласта. Под полом находятся три багажно-грузовых помещения, 4-й багажный отсек размещается в негерметичной хвостовой части фюзеляжа и используется для перевозки самолётного имущества. Общий объём всех багажных отделений составляет 48 м3. Внизу негерметичные отсеки стоек шасси и отсек центроплана. Задний шпангоут № 75 является гермоперегородкой пассажирской кабины и имеет в конструкции дверь для прохода в служебный отсек. Служебный отсек находится между шпангоутами № 75—85 и предназначен для размещения различного самолётного оборудования. На конструктивно одинаковые силовые шпангоуты № 78 и № 82 навешиваются гондолы двигателей. Шпангоут № 85 является последним шпангоутом гермокабины.

Фюзеляж внутри покрыт теплозвукоизолирующим покрытием.

В фюзеляже имеются две двери слева для посадки-высадки пассажиров. Передняя правая дверь служит запасной, задняя правая дверь служит для загрузки кухни. Аварийные выходы на крыло — два слева и два справа. Четыре люка на правом борту для доступа в багажные отсеки. Люк справа-снизу — для доступа к подпольному оборудованию кухни-буфета. Все эти двери и люки герметичны и открываются внутрь, герметичность обеспечивается надувными профильными шлангами герметизации (кроме люка багажника № 4).

Для всех членов экипажа установлено кислородное оборудование. Пассажирские салоны укомплектованы креслами с откидными столиками, индивидуальным освещением, вентиляцией, обогревом тёплым воздухом.

Крыло стреловидное (32,5° по линии четверти хорд), трёхлонжеронное, кессонной конструкции. Имеет сложный профиль с передним наплывом (т. н. «клюв» или «зуб») и отрицательную крутку, что позволяет иметь большой запас устойчивости при закритических углах атаки. При угле атаки, превышающем нормальный (9 градусов), на «зубе» возникает вихревой жгут, который оказывает положительное влияние на условия работы стабилизатора, уменьшая углы скоса потока и вероятность «клевка».

Состоит из центроплана и двух отъёмных частей крыла ОЧК. Поперечный силовой набор — клёпаные нервюры балочного типа. Носовая и хвостовая части крыла представляют собой стандартную клёпаную конструкцию. Во внутренних полостях крыла расположены топливные баки-отсеки.

В задней части крыла размещены однощелевые выдвижные закрылки (внешняя и внутренняя секции) с электроприводом от двухканального электроприводного механизма МПЗ-9ПТВ (угол выпуска закрылков на взлёте и посадке одинаков — 30° внутренние и 26°36′ внешние), затем элероны с триммерами и сервокомпенсаторами, а на верхней части крыла — двухсекционные интерцепторы, которые используются в качестве воздушных тормозов в полёте и на посадке.

В конструкции планера использован преимущественно сплав Д16Т. Из сплава Д6 изготовлены крупные штамповки силовых шпангоутов крепления крыла, оперения и шасси. Из сплава магния изготовлен каркас фонаря кабины экипажа. Узлы опор шасси изготовлены из стали.

Оперение — «Т» образное. Киль с рулём направления и стреловидный переставной стабилизатор (от 0 до −9 град.) из двух консолей, для работы которого применяется двухканальный электроприводной механизм МУС-3ПТВ. На стыке киля и стабилизатора установлен сопрягающий обтекатель (он отклоняется вместе со стабилизатором).

Особенностью компоновки самолёта служит его специфическая развесовка — центр тяжести пустого самолёта находится позади основных опор шасси. Для предотвращения опрокидывания пустого самолёта на хвост при стоянке применяется выпускаемая вертикально вниз четвёртая задняя опора шасси, представляющая собой штангу с двумя небольшими спаренными колёсами. В случае необходимости перелёта пустого самолёта, для соблюдения эксплуатационной центровки служит установленный в передней части фюзеляжа балластный бак на 3700 литров, заполняемый водой, и арматура заправки и слива. Бак не имеет устройств подогрева воды, поэтому в зимнее время система заполняется только при прогретом салоне и сливается сразу по прилёте в место назначения.

Шасси трёхопорное, с дополнительной четвёртой хвостовой опорой. Уборка и выпуск стоек шасси производится от гидросистемы. Передняя опора убирается вперёд по полёту, основные опоры убираются перпендикулярно полёту в крыло, при этом тележки шасси уходят в ниши в фюзеляже. На передней стойке два нетормозных колёса КТ-151 с давлением в пневматиках 8-8,5 кг/см2, управляемые при рулении (полный угол 55 град.). На каждой из основных опор шасси имеется двухосная четырёхколёсная тележка с тормозными колёсами КТ-106/2 с давлением 11 — 11,5 кг/см2. Тормоза колёс — дисковые, торможение колёс от основной гидросистемы, аварийно — от пневматической системы. На каждой стойке имеются азотно-масляные амортизаторы и демпферы колебаний. База шасси 24,48 метра, колея — 6,8 метра.

Четвёртая хвостовая опора убирается вертикально вверх и в убранном положении находится в задней части фюзеляжа и частично — в киле. Она снабжена парой нетормозных колёс К298, которые при выпущенной опоре находятся в режиме самоориентирования, а при уборке принудительно устанавливаются в полётное положение, строго по строительной оси самолёта, причём они убираются не полностью и выполняют функции предохранительного устройства от касания задней частью фюзеляжа при больших углах тангажа на взлёте/посадке. Стойка имеет газомасляный амортизатор, а в качестве привода механизма перемещения используется двухканальный электромеханизм МПО-1, имеется резервный механический привод.

Система управления полётом механическая, безбустерная, что делает этот самолёт исключением в среде подобных машин. От органов управления к рулям проложены трубчатые тяги, к триммеру РВ и первым качалкам элеронов проложена тросовая проводка. В канале направления установлен электрогидравлический демпфер ДР-2 с собственной электрической насосной станцией НС-43 и автоматической рулевой машиной АРМ-62Т-2с. Переставной стабилизатор используется на взлёте и посадке. РН и элероны снабжены пружинными сервокомпенсаторами. На всех рулях имеются триммеры, а на половинах РВ имеется по два триммера, один из которых управляется вручную, а второй подключён к автомату триммирования через автопилот. Для повышения надёжности выполнено дублирование. На руле направления и элеронах установлены пружинные сервокомпенсаторы. На рулях и элеронах установлено по два триммера. Для сокращения пробега помимо закрылков установлены интерцепторы. Стабилизатор управляется с помощью электромеханизма.

Гидросистема состоит из основной и вспомогательной. Давление в основной системе создаётся четырьмя параллельно работающими гидронасосами постоянной производительности НП-25-5, установленными на двигателях. Давление во вспомогательной системе создаётся электрической насосной станцией НС-41. От основной системы работает уборка-выпуск шасси, разворот передних колёс, торможение колёс, управление интерцепторами и стеклоочистителями стёкол лётчиков. Общая ёмкость гидросистемы 182 литра гидравлического масла АМГ-10, рабочее давление — 210 кгс/см2. Вспомогательную гидравлическую систему применяют для выпуска основных опор самолёта и аварийного управления интерцепторами. Система питается от автономной насосной станции с приводом от электродвигателя. Для аварийного торможения колёс при полном отсутствии давления в гидросистеме применяется сжатый азот. Баллоны аварийного торможения заряжаются техническим азотом до давления 180—210 кгс/см2. Ёмкость баллонов — 24 литра.

Комплексная система кондиционирования служит для поддержания нормальной температуры и давления в гермокабине самолёта. Ил-62 отличает нестандартное построение СКВ и высокое качество воздуха в салоне. Горячий воздух отбирается от 9-й ступени компрессора каждого из четырёх двигателей и подаётся в СКВ, которая конструктивно состоит из двух независимых систем, которые могут объединяться краном принудительного кольцевания. СКВ Ил-62 необычна тем, что поддерживает давление в гермокабине на уровне земного до высоты 7200 метров (на большинстве самолётов давление в салоне всегда в полёте ниже земного), а далее давление понижается и на высоте 14000 метров соответствует высоте 2400 метров.

Помимо наддува г/к, воздух идёт в противообледенительную систему, на обогрев стёкол лётчиков, отсека ВСУ, бортовых штуцеров буфета и туалетов и наддува блоков радиотехнической аппаратуры.

Кислородное оборудование самолёта делится на стационарное и переносное. Стационарное КО предназначено для дыхания в аварийных случаях любого члена экипажа либо всего экипажа. Переносное КО предназначено для бортпроводников в аварийной ситуации (разгерметизации салона) и для отдельных пассажиров в терапевтических целях. Медицинский газообразный кислород хранится в 4-х баллонах по 36 литров. В кабине имеется восемь кислородных приборов КП-24М и восемь кислородных масок. В переносном КО — 25 кислородных баллонов КБ-3, два переносных кислородных прибора КП-19 для членов экипажа, 6 КП-19 для бортпроводников, 17 КП-21 для пассажиров; кислородные маски КМ-16Н-Ил — шесть штук, КМ-15И — 17 штук.

Противообледенительная система подаёт горячий воздух в отсеки носков крыла и оперения по заданной программе, циклично, что уменьшает потребный расход воздуха из системы кондиционирования. Также обогревается воздухом ВВР СКВ и воздухозаборник, кок и направляющий аппарат каждого из двигателей. Выполнены электрообогреваемыми четыре лобовых стекла и две форточки у лётчиков. Также электрические нагревательные элементы установлены в трёх приёмниках полного давления ППД-1М — 2с. Для предотвращения загустения смазки в механизме подъёмника стабилизатора применяется несколько необычный вихретоковый подогрев.

Топливная система состоит из баков-кессонов № 1-2-3-4 (главные баки), 5-й левый, правый и центральный баки, и 6 бак — дополнительные. На самолёте применяется централизованная заправка топливом под давлением отдельно для баков левой плоскости и отдельно для баков правой плоскости и фюзеляжного бака № 6. Также возможна пистолетная заправка через 8 верхних заливных горловин. Каждый двигатель питается топливом из расходного отсека своего бака, ВСУ питается из бака № 1. В каждом расходном отсеке установлено по два электрических подкачивающих насоса. В главные баки из дополнительных топливо подаётся перекачивающими насосами. Для быстрого слива топлива в полёте имеется система аварийного слива, которая может использоваться в качестве резервной при отказе основной системы перекачки топлива. Топливо сливается с баков № 1-4 четырьмя насосами аварийного слива, пятые баки сливаются через баки № 1 и № 4, бак № 6 сливается двумя насосами перекачки этого бака. По достижении остатка топлива 10 тонн аварийный слив автоматически прекращается.

Все баки имеют систему дренажа для выравнивания давления в виде системы трубопроводов, соединяющих баки с атмосферой, а также бачков для сбора дренажного топлива и насосов откачки. Для контроля заправки, расхода и центровки применяется электронно-ёмкостной топливомер (аппаратура СПУТ1-18ДТ) и расходомер.

Противопожарная система состоит из группы датчиков в гондолах двигателей, отсеке ВСУ, 4-м багажном отсеке и отсеках шасси (шесть комплектов систем ССП-2А), датчиков пожара внутри двигателей (два комплекта ССП-12), дымоизвещателей в багажных отсеках, и системы подачи огнегасящего состава Фреон-114В2 к месту возгорания в три очереди пожаротушения (первая очередь — автоматическая). На самолёте имеется система нейтрального газа, который подаётся в фюзеляжный топливный бак с целью его защиты от возгорания при пожаре в отсеке основной опоры шасси. При посадке самолёта «на брюхо» противопожарная система включается автоматически. Также в салоне имеются ручные переносные огнетушители.

Силовая установка — четыре двигателя НК-8 (Ил-62) или Д-30КУ (Ил-62М) установлены попарно в корме. Вспомогательная силовая установка — ТА-6 (Ил-62М — ТА-6А).

Двигатели установлены попарно (1-й и 2-й слева, 3-й и 4-й справа) в хвостовой части фюзеляжа, каждый в своей мотогондоле, между соплами установлен вытянутый обтекатель (стекатель газов). Каждая спарка гондол двигателей установлена под продольным углом +3 градуса. Для доступа в эксплуатации к агрегатам двигателей гондолы имеют откидные крышки. Гондолы парных двигателей разделены титановыми противопожарными перегородками, также перегородками они отделены от конструкции фюзеляжа. Каждый двигатель имеет передний, средний, и два передних боковых узла крепления, и один задний узел, который выполнен в виде подвижной продольной опоры.

В последнем отсеке фюзеляжа расположена вспомогательная силовая установка ТА-6, которая обеспечивает электропитание систем самолёта и кондиционирование кабины при неработающих двигателях на земле, а также от неё выполняется запуск сжатым воздухом первого двигателя (любого). ВСУ может использоваться в аварийных случаях в полёте, но её высотность запуска ограничена 2500 метрами. Отсек ВСУ в полёте обогревается от системы кондиционирования.

Управление режимами работы двигателей выполнено посредством тросовой проводки, передающей перемещение РУД, РОД и реверса.

Раскрутка двигателя при запуске осуществляется сжатым воздухом, подаваемым в привод постоянных оборотов ППО-64М, который при запуске двигателя применяется в роли воздушного стартера. Сжатый воздух поступает от ВСУ или от наземной установки воздушного запуска, а после запуска одного из двигателей воздух для запуска остальных отбирается от компрессора запущенного.

Каждый двигатель имеет собственную замкнутую маслосистему. Заправляемое количество масла МК-8п — 30 литров, при общей ёмкости 51 литр на двигатель.

На внешних двигателях установлены механизмы реверсирования тяги, для сокращения дистанции пробега при посадке.

Электроснабжение на самолёте смонтирована четырёхканальная централизованная система электроснабжения СП3С4П40.

Первичным источником электричества служат четыре генератора трёхфазного переменного тока 200/115 вольт стабильной частоты 400 гц — ГТ-40ПЧ8 с приводами постоянных оборотов ППО-62М на двигателях. Для вторичной сети постоянного тока источниками энергии служат четыре выпрямительных устройства ВУ-6, а резервным источником служат четыре аккумуляторные батареи 12САМ-28. Для наземного питания служит генератор постоянного тока на ВСУ ТА-6 (на ТА-6А — постоянного и переменного тока). Вспомогательный источник напряжения 115 вольт — преобразователь ПО-750А.

Связное оборудование — две КВ радиостанции «Микрон», две УКВ радиостанции «Ландыш-20», бортовая звукозаписывающая аппаратура «Марс-БМ», переговорное устройство «Вещание» с магнитофоном «Арфа».

Пилотажно-навигационное оборудование, в составе: система автоматического управления САУ-1Т-2, точная курсовая система ТКС-П, две центральные гировертикали ЦГВ-10, автомат углов атаки и перегрузок АУАСП-7кр, радиокомпас АРК-15М, радиовысотомер малых высот РВ-5, система воздушных сигналов СВС-ПН-15, доплеровский измеритель ДИСС-013, навигационно-посадочный вычислитель НВ-ПБ-1 сер. 04, навигационно-посадочная аппаратура «Курс-МП-2», радиотехническая аппаратура ближней навигации РСБН-7С, радиолокационная станция «Гроза-62А», самолётные дальномеры СД-67 и СДК-67, самолётный ответчик СОМ-64. САУ включает двухканальный автопилот, автомат тяги, демпфер рысканья, автомат перестановки стабилизатора, вычислитель и систему самоконтроля. Система обеспечивает автоматическое управление полётом на маршруте и заход на посадку до высоты 60 метров по радиомаякам системы СП-50 или ILS, и до высоты 30 метров по радиомаякам, соответствующим 2-й категории ИКАО, а также автоматический уход на второй круг. Исполнительными элементами являются три рулевые машины РМД-25-2А, включённые в проводку управления самолётом.

Приборное оборудование — приборы, установленные на рабочих местах экипажа (может быть по несколько однотипных): указатель высоты УВИД-30-15К, вариометр ВАР-30МК, указатель числа «М» МС-1К, указатель скорости КУС-730/1100, высотомер двухстрелочный ВМ-15, указатель скорости УС-И, магнитный компас КИ-13к, часы АЧС-1, термометр наружного воздуха ТНВ-15, электрический указатель поворота ЭУП-53М, двухстрелочный индикатор положения РУД ИП-33-01, индукционный тахометр ИТЭ-2Т, электрический моторный индикатор ЭМИ-3РТИС (комплект на двигатель), указатель виброскорости ИВ-200, расходомер топлива РТМСВ-7-25А (комплект), масломер МЭС-2247 (комплект), манометр 2ДИМ-4 (комплект), термометр выходящих газов двигателя УТ-7А (комплект), тахосигнальная аппаратура ВСУ ТСА-6 (комплект), указатель расхода воздуха УРВК-18К, термометр универсальный электрический ТУЭ-48, термометр ТВ-19, указатель высоты и перепада давления УВПД-5-0,8ВБ, манометр МВУ-100, манометр кислородный МК-13М, двухстрелочный измеритель температуры воздуха 2ТУЭ-47к, указатель положения передней опоры шасси УП21-04, двухстрелочный указатель положения основных опор шасси ИП32-03, указатель положения интерцепторов ИП-32-02, указатель положения РВ и триммеров УП-35-15 (комплект), указатель положения стабилизатора УП-33-03 (комплект), указатель положения закрылков УП-32-01 (комплект), и т. д.

Аппаратура регистрации полётных параметров — два магнитных регистратора полётной информации МСРП-12-96 и МСРП-64-2, а также трёхкомпонентный самописец К3-63.

Кухонное оборудование включает 10 электрокипятильников КУ-200/115, 8 электродуховых шкафов ЭДШС-3, электроплитку БЭП-2, холодильник СХШ-100, буфетные стойки, электрощиток проводника. Кухня оборудована электроподъёмником (лифтом) грузоподъёмностью 30 кг, для перемещения грузов из подпольного пространства на кухню и обратно.

Крейсерская скорость Ил-62 несколько меньше, чем у остальных пассажирских лайнеров и составляет М=0,77—0,79 (против типичной М=0,82—0,83). В XXI веке при полётах на восток Ил-62 летают по самой незагруженной северной трассе (из пяти существующих) через Норильск, чтобы Ил-62 не мешал более скоростным машинам.

Допускается движение самолёта «задним ходом» с использованием реверса двигателей (на незначительные расстояния и с наземным сопровождающим).

Ограничение взлётного режима двигателей по максимальной температуре газов при температуре наружного воздуха +30 °C и более.

С 1 апреля 2002 года введён запрет на полёты Ил-62М в страны Евросоюза, как не соответствующего нормам годности по шуму.