B2轰炸机是如何隐身的？
从正上方看 B-2 就像一个大尺寸的飞去来器。
B-2 的平面图轮廓由 12根互相平行的直线组成，机翼前缘与机翼后缘和另一侧的翼尖平行。飞机的中间部位隆起以容纳座舱、弹舱和电子设备。中央机身两侧的隆起是发动机舱，锯齿状进气口布置在飞翼背部，每个发动机舱内安装两台无加力涡扇发动机。翼尖并不是平行于气流方向，而是进行了切尖以平行于另侧机翼前缘，除了翼尖外，整个外翼段没有锥度，都为等弦长机翼。机身尾部后缘为 W 形锯齿状，边缘也与两侧机翼前缘平行。B-2 的机翼前缘后掠角 33 度，为高亚音速进行了优化，由于飞翼的机翼前缘在机身之前，为了使气动中心靠近重心，也需要将机翼后掠。B-2 中央机身的深度需要足以容纳座舱和弹舱，但长度却要尽量缩短以避免在高亚音速时产生过多的阻力。中央机身外侧机翼的弦长由发动机舱以及隐身进气口和尾喷口来决定。B-2 在高亚音速飞行时，厚厚的超临界翼型将机翼上表面的气流速度加速至超音速。
B-2A 剖视图
B-2A 的大部分表面都被一层特殊的弹性材料覆盖，使表面保持均匀的电导率以减少来自接头或接缝处的雷达波反射。而在设计中不能依靠外形进行隐身的部位（如进气口）就要涂上雷达吸波材料（RAM）了，其组成成分至今仍是高度机密。RAM 是可多层喷涂的涂料，内含可将雷达波能量转换成热能的成分。全机涂上厚度适当的涂层后，特定波长的雷达波在照射到涂层后，涂层两面反射的雷达波会发生干涉，从而相互抵消。类似的概念就是光学镜头的镀膜，可以消除不必要的光线。
正在喷涂吸波材料的 B-2A
除了尾喷口后的区域外，B-2 整个飞翼后缘布置有 9块大型的操纵翼面。最后方的“海狸尾”是一整块可动控制面，用于在低空飞行时抵消因垂直阵风引起的颠簸。最外侧是一对被称为“减速板-方向舵”的开裂式翼面。剩下 6 副翼面是用于俯仰和滚转操纵的舵面，最外侧一对在低速时也兼做副翼。B-2 原本在后机身下方设计了一对开裂式襟翼，但是风洞试验显示该机根本不需要襟翼，于是第一架试飞原型机上的襟翼被铆死。但生产型 B-2 上还是留下了襟翼的痕迹，该机的翼面积足够大，起降时完全不需要襟翼。
B-2 尾部的“海狸尾”可用于俯仰操纵。注意进气道上方打开的辅助进气门
“海狸尾”细节照片
B-2A 机腹后缘遗留的襟翼痕迹
B-2 没有垂尾，与传统飞机不同。该机呈偏航中性，也就是说当 B-2 向左或向右转弯时，不会产生回中的气动力。B-2 由机翼外段后缘的诺斯罗普专利减速板-方向舵负责偏航控制，减速板-方向舵可向上下两侧开裂，同时开裂作为减速板，不对称开裂时作为方向舵使用。由于飞翼表面的附面层的存在，减速板-方向舵至少要开裂 5 度以上才能起到作用。所以在正常飞行中，两侧的减速板-方向舵都处于 5 度的张开位置，当需要进行控制时就立即可以起作用，这也是为什么我们看到的 B-2 飞行照片中减速板-方向舵都是张开的原因。但是张开的减速板-方向舵会影响飞机的隐身效果（特别是后向），所以 B-2 在抵达战区时，减速板-方向舵会完全闭合。据说在 B-2 处于完全隐身模式时，依靠发动机推力差进行偏航控制。
在正常飞行时，B-2 两侧的减速板-方向舵都处于 5 度的张开位置
B-2 是先天静不稳定设计，依靠四余度线传系统实现稳定飞行。GE 研制了该机的飞行控制计算机单元。B-2 的机翼后缘安装了 8 个动作器远程终端，通过四余度数字式数据总线接收 GE 飞行控制计算机的指令。远程终端将数字指令翻译成模拟信号，使动作器控制翼面偏转到相应角度，远程终端还负责控制所有必要的反馈回路。在 B-2 风挡前的机翼前缘安装有 6 组大气数据传感器，向线传系统提供大气数据，该系统根据气压数值来确定飞机的迎角和侧滑量。
B-2A 机头上方的三组大气数据传感器（每组 4 个），下方还有三组
B-2A 机头上方的三组大气数据传感器（白色圆圈内，每组 4 个），传感器旁边是AN/APQ-181 雷达天线罩
B-2A 中央机身两侧的发动机舱内安装了 4 台 GE F118-GE-110 非加力涡扇发动机，每台额定静推力 8,618 千克。F118 是在 F101-X 的基础上研制，后者是 B-1 轰炸机 F101 发动机的战斗机型号。与 F101 相比，F101-X 有较小的低压外涵机匣，将旁通比从 2：1 降到 0.87：1。低旁通比的发动机只需较小的进气和排气系统，所以被 B-2 选中。
F118-GE-110 非加力涡扇发动机
发动机进气口远离机翼前缘，以避免被来自下方的雷达波照射到。由于肥厚的飞翼结构，B-2 可以把发动机深深地埋在飞翼内，飞翼的上表面的扁平的进气口和弯曲的进气道可以保证机载雷达无法从上方直接照射到发动机的正面，从下方就更不可能了。这样 B-2 可以采用较简单的进气口，只需要在唇部作尖齿修形就没有问题了。但是翼上进气口存在另一个问题，气流要流经飞翼的上表面一段距离才能进入进气口，加剧了边界附面层的问题，所以亚音速的 B-2 的进气口也采用了常规的分离板吸除槽口，和进气口唇部一样，也做了尖齿状的隐身修形。
B-2A 进气口细节照片，可以看到锯齿状唇口与附面层吸除槽口
初期风洞测试显示在高度弯曲的进气道内出现了一定量的气流分离，导致低速时推力的损失。为了解决此问题在进气道上方两侧加装了四个菱形发动机辅助进气门。
从这个角度看，B-2 的排气管也是 S 形的
B-2 进气口边界层分离板分理出附面层气流再被混合进尾喷口以降低排气温度，减少红外辐射。通过分离板的气流还被扩压并导向被集中称之为二次气流系统的各种内部气流管路。这包括机体上安装的附件传动装置及发动机舱的通风，环境控制系统换热器的冲压冷却气流和旁路回路的气流。在低速及地面工作时，通过位于进气道外罩顶部和每台发动机进口正前方的四个菱形发动机辅助进气门来增大供给发动机的空气流量。辅助进气门打开下的运转，降低了主进气道的质量流量比以及相应的尖唇口的转弯损失。到发动机的总压恢复提高，而进气道的压力畸变水平则降低，所以改善了低 M 数飞行状态，特别是起飞时的性能。
B-2 的发动机与进/排气管系统，可以看到为了降低排气温度，用进气口的附面层吸除槽口引入了大量冷空气
发动机尾喷口系统在设计上也是一项重大挑战。B-2A 的尾喷口需要将红外信号特征降到最低，使敌红外探测系统难以发现飞机。一些战斗机的远程红外搜索与跟踪系统和红外制导导弹的引导头可探测到发动机排放的热气和水蒸汽的热辐射，B-2 在降低红外特征上才需了相当多的措施。其中之一是尽可能快速有效地降低排气温度。B-2飞机的发动机尾喷管位于翼后缘三个锯齿状突出部分之间的切口处，而且离后缘有一段距离，被机翼下表面遮蔽，从而降低了发动机喷口的热量，减少了被敌方红外探测装置发现的机会。发动机喷管则深置于机翼之内，呈蜂巢状，使雷达波能进不能出。此外，发动机构件内还装有气流混合器，它能将流经机翼表面的冷空气导入发动机中，持续降低发动机室外层的温度。喷管呈宽扁状，使人在飞机的后方无法看到喷口。特别是由于采用了喷管温度调节技术，喷管部分的红外暴露信号大为减少。另外由于喷流和流经机翼上表面的气流之间相互作用，可在尾喷口两侧边缘形成涡流，进一步降低了排气温度。
B-2 在高亚音速飞行时，机翼上表面的气流已经达到了超音速
四轮小车式主起落架安装在发动机舱两侧，向前收入机翼内，巨大的锯齿边缘起落架舱门在起降时可起到垂直安定面的作用。双轮前起落架向后收入机鼻下方。
B-2 粗壮的前起落架
外翼段内部的大多数空间被油箱占据，发动机舱之间的机身下方并列布置了两个大型弹舱，每个弹舱可挂载波音研制的先进旋转式挂架，可挂载 8 枚 908 千克级弹药，也可安装两个炸弹挂架组件以挂载常规弹药。
波音制造的后中央机身，包含有两个大型弹舱
波音研制的先进旋转式挂架
B-2 可挂载的武器
B-2 的隐身涂层修复过程，涂料具有毒性。日常 B-2 的涂层维护工作相当繁琐
