В середине 1948 г., когда еще только завершалась постройка опытного самолёта Ил-28, конструкторский коллектив С.В.Ильюшина приступил к проектированию нового реактивного бомбардировщика, который с нормальным бомбовым грузом 2000 кг должен был иметь дальность полёта 3500 км и максимальную скорость не менее 1000 км/ч. На новом самолёте, получившем обозначение Ил-30, предполагалось установить два турбореактивных двигателя ТР-3 с взлетной тягой по 4600 даН, которые имели осевой компрессор и кольцевую камеру сгорания. Двигатели ТР-3 разрабатывались в ОКБ, руководимом А.М.Люлька, с учетом опыта, полученного при лётных испытаниях двигателей ТР-1 на экспериментальном бомбардировщике Ил-22.

Исследования, проведенные в ЦАГИ, показали, что в случае применения на Ил-30 прямого крыла развитие волнового кризиса, связанного с влиянием сжимаемости воздуха, на заданной максимальной скорости полёта сопровождается не только резким ростом лобового сопротивления, но и неблагоприятными изменениями несущих свойств крыла, выражающимися в нарушении продольной балансировки, устойчивости и управляемости самолёта. В связи с этим на Ил-30 было решено установить стреловидное крыло, с относительной толщиной 12% и углом стреловидности 35° по линии четвертей хорд. Такое крыло способствовало устранению большинства неблагоприятных явлений, связанных с развитием волнового кризиса на заданной скорости полёта: уменьшалась интенсивность волнового кризиса, достигалось более плавное изменение аэродинамических свойств и обеспечивались при заданной тяге двигателей требуемые лётно-технические данные, хорошая устойчивость и управляемость самолёта.

Однако создание самолёта со стреловидным крылом усложнялось рядом весьма существенных недостатков стреловидного крыла. Стреловидное крыло имело примерно на 20% меньший максимальный коэффициент подъемной силы, чем прямое. Исследования показывали, что одной из причин его уменьшения является особенность развития пограничного слоя на таком крыле. Перетекание пограничного слоя вдоль размаха стреловидного крыла от его корневого сечения к концевому приводит, при увеличении угла атаки, к более раннему по сравнению с прямым крылом образованию срывов потока на концах стреловидного крыла, которые и снижают его несущие свойства. Для предотвращения этих срывов потока в то время применялись разные средства, но основными из них были малые сужения стреловидного крыла в плане и установка на его верхней поверхности аэродинамических перегородок — гребней. Оба эти средства были использованы при проектировании крыла самолёта Ил-30.

Применение крыла малого сужения связано с увеличением хорд в его концевых сечениях и с соответствующим уменьшением Хорд в корневых сечениях по сравнению с крылом большого сужения такой же площади. При малой относительной толщине крыла самолёта Ил-30 малое сужение привело к уменьшению строительной высоты нагруженных элементов корневой части крыла и появлению ряда проблем, связанных с обеспечением требуемой прочности и жесткости крыла, решение которых оказалось зависящим от увеличения массы конструкции. Малая высота корневой части крыла затруднила разработку общей компоновки самолёта Ил-30. Небольшая полезная ёмкость корневой части крыла не позволяла разместить в ней часть топлива, которая была необходима для достижения заданной максимальной дальности полета. Эта дальность достигалась самолётом Ил-30 только с подвесными топливными баками на концах крыла.

На верхней поверхности крыла устанавливали четыре пары аэродинамических перегородок, которые предотвращали перетекание пограничного слоя вдоль размаха крыла, препятствовали быстрому распространению срыва, делая его развитие более плавным, а также улучшали характеристики продольной устойчивости и управляемости самолёта при полёте на больших углах атаки.

Применение на Ил-30 стреловидного крыла потребовало от проектировщиков принятия мер по обеспечению требуемых характеристик поперечной и боковой устойчивости самолёта. Стреловидное крыло значительно увеличило поперечную устойчивость, но чрезмерно большая поперечная устойчивость отрицательно сказалась на боковой устойчивости самолёта, приводя в некоторых случаях (например, при малых скоростях полета) к его колебательной неустойчивости. Поэтому для уменьшения поперечной устойчивости крылу был придан отрицательный угол поперечного V, равный 2°, и выбрана площадь вертикального оперения, обеспечивающая требуемые соотношения между поперечной и путевой устойчивостью самолёта на всех режимах его полёта.

Особенности обтекания стреловидного крыла, интенсивность его серединных вихрей определили расположение горизонтального оперения самолёта, которое для уменьшения влияния сильного скоса потока, характерного для серединных вихрей стреловидного крыла, и для улучшения характеристик продольной устойчивости и управляемости самолёта пришлось разместить на киле вертикального оперения.

При проектировании Ил-30 большое внимание уделялось также взаимному расположению крыла и фюзеляжа. Продувки показали, что при цилиндрической форме центральной части фюзеляжа минимальное интерференционное и волновое сопротивление обеспечивает компоновка стреловидного крыла с фюзеляжем по схеме среднеплана. Несмотря на трудности оборудования большого бомбоотсека и размещения топливных баков в фюзеляже, которые возникали при таком взаимном расположении крыла и фюзеляжа, для самолёта Ил-30 была принята схема среднеплана.

Среднепланное расположение крыла в сочетании с отрицательным поперечным V крыла усложнили решение задачи размещения на самолёте двигателей и выбор схемы шасси. После рассмотрения нескольких компоновочных схем было признано, что наиболее целесообразными являются размещение двигателей ТР-3 в вынесенных далеко вперед гондолах, прижатых к нижней поверхности крыла, и велосипедная схема шасси с двумя опорами, установленными в плоскости оси симметрии самолёта и разнесенными по длине фюзеляжа на значительное расстояние. С целью уменьшения волнового сопротивления гондолы двигателей ТР-3 на виде в плане имели поджатые внутрь обводы на участке стыка гондолы с крылом.

Выбор велосипедной схемы шасси был определен невозможностью убрать основные опоры обычного трехопорного шасси в гондолы двигателя или крыло. Такая схема обеспечивала простую кинематику уборки шасси в фюзеляж, а большие объемы фюзеляжных отсеков шасси позволяли применить на каждой опоре одинаковые спаренные колеса большого диаметра и тем самым повысить проходимость самолета при его эксплуатации на грунтовых фронтовых аэродромах. Этому способствовал и большой разнос опор шасси по длине фюзеляжа. Однако эта схема шасси значительно усложнила конструкцию фюзеляжа самолёта, особенно его нижней части, и без того ослабленной вырезом под бомбоотсек.

Передняя опора самолёта Ил-30 была выполнена ориентирующейся, она управлялась движением педалей руля направления в кабине пилота. Заднюю опору устанавливали за фюзеляжным бомбоотсеком, расположенным в центре масс самолёта, и из-за больших нагрузок выполняли более массивной. Колеса задней опоры были оборудованы мощными тормозами. На стоянке и при движении по земле на малой скорости кренение самолёта на крыло предотвращалось дополнительными легкими опорами, расположенными под каждой гондолой двигателя. Эти опоры испытывали относительно небольшие нагрузки, имели спаренные колеса малого диаметра и без затруднений могли быть убраны в небольшие обтекатели на нижней поверхности каждой гондолы. При увеличении скорости движения самолёта по земле (например, при разбеге) его поперечная устойчивость обеспечивалась без дополнительных опор, действием аэродинамических сил крыла. Велосипедная схема шасси на реактивном бомбардировщике Ил-30 была применена в СССР впервые.

Экипаж самолёта Ил-30 — четыре человека: пилот, штурман и два стрелка. Рабочие места всех членов экипажа защищены броней. При необходимости покинуть самолёт, пилот мог катапультироваться из кабины вверх, а штурман и стрелки выбрасывались из самолёта через нижние аварийные люки, створки которых должны были прикрывать их от действия воздушного потока в момент отделения от самолёта.

Оборонительное вооружение Ил-30 — шесть пушек НР-23 калибра 23 мм. Защиту передней полусферы обеспечивали две неподвижные пушки, установленные в носовой части фюзеляжа. Огонь из этих пушек вел пилот, командир корабля. Заднюю половину верхней полусферы защищали две подвижные пушки верхней турели Ил-В12, управлявшейся дистанционно стрелком. В хвостовой части самолёта монтировалась кормовая турельная установка Ил-Кб. Размеры бомбового отсека позволяли самолету Ил-30 нести максимальный бомбовый груз 4000 кг. Для повышения маневренных качеств самолёта на его хвостовой части фюзеляжа устанавливали тормозные щитки.

Ил-30 был оснащён наиболее совершенным в то время специальным, в том числе и радиолокационным, оборудованием. Антенну панорамного радиолокатора, закрывавшуюся полусферическим обтекателем, устанавливали в хвостовой части фюзеляжа. Панорамный радиолокатор, пилотажно-навигационное радиотехническое, а также специальное оборудование, противо-обледенительная система и герметические кабины экипажа обеспечивали эффективное боевое применение самолета Ил-30 в любых метеорологических условиях днем и ночью.

Постройка опытного самолёта Ил-30 была завершена летом 1949 г., а в сентябре лётчик-испытатель В.К.Коккинаки выполнил на самолёте несколько пробежек по взлётно-посадочной полосе аэродрома для оценки новой схемы шасси. Но первый вылет самолёта Ил-30 не состоялся. Высокие расчетные лётно-технические данные самолёта Ил-30, применение в его конструкции целого ряда новых решений определили появление требований о проведении дополнительных теоретических и наземных экспериментальных исследований, связанных с оценкой прочностных и аэроупругих характеристик тонкого стреловидного крыла на скоростях полёта около 1000 км/ч. Нуждался в дополнительной доводке и двигатель ТР-3. Кроме того, осенью 1949 г. все усилия немногочисленного тогда коллектива ОКБ были переключены на работы, связанные с внедрением в серию бомбардировщика Ил-28 с двигателями ВК-1 и созданием других различных вариантов этого самолёта, после окончания которых С.В.Ильюшину было выдано задание на проектирование опытного реактивного бомбардировщика Ил-46 среднего радиуса действия.

Тактико-технические характеристики Ил-30
Площадь крыла, м2   100.0
Масса, кг   
- пустого самолета   22967
- нормальная взлетная   32552
- максимальная взлетная   37552
Тип двигателя   2 ТРД ТР-3
Тяга, кгс   2 х 4600
Скорость, км/ч   
- максимальная у земли   900
- максимальная на высоте   1000
- крейсерская   850
Дальность полета, км   3500
Практический потолок, м   13000
Экипаж, чел   4
Вооружение:   6 х 23 мм НР-23: для защиты передней полусферы две неподвижные пушки, установленные в носовой части фюзеляжа, для защиты задней половины верхней полусферы две подвижные пушки верхней турели Ил-В12, управляемой дистанционно, в хвостовой части кормовая турельная установка Ил-К6,
Бомбовая нагрузка : нормальная - 2000 кг, максимальная - 4000 кг.