1977 年 6 月美国总统吉米·卡特取消了 B-1A 轰炸机项目，该机当时正遭受许多批评。B-1A 被取消的原因之一就是美国需要集中有限的资金研制空射巡航导弹，其实当时没有透露的另一个原因是美国正在研制新一代隐身轰炸机，后者难以被敌雷达发现，更易穿透敌复杂防空网。
1975 年 8 月美国国防部先进研究项目局（DARPA）邀请洛克希德、波音和诺斯罗普提供一种低可探测性飞机的初步工程数据。洛克希德赢得这次竞标，研制了“海弗兰”飞行演示机并最终发展成为 F-117A“夜鹰”。
1978 年卡特政府秘密授权启动隐身轰炸机项目，命名为先进技术轰炸机（ATB）。旨在研制可以取代 B-1A 的轰炸机，另外该机还需取代已经服役近 25 年的 B-52。
ATB 是按冷战思维提出的——采用隐身技术以满载核武器渗透苏联境内上千千米而不被发现。
在 ATB 计划的早期研究阶段，诺斯罗普仍延续了 40 年代 XB-35/YB-49 的飞翼方案，在 1979 年夏正式向空军提交了新一代的飞翼方案。
1980 年 9 月美国空军颁布了 ATB 的方案征询书（RFP），由于该项目在成本和技术方面存在着严峻的挑战，所以空军鼓励航空航天企业间进行合作。于是出现了两大竞争阵营——洛克希德和罗克韦尔团队，诺斯罗普、波音和凌-特姆科-沃特（LTV）团队。
1981 年 1 月 20 日里根总统当选后情况发生了变化。里根政府加大了国防投入，足以支持包括新型战略轰炸机在内的几个军事研究项目。1981 年 10 月 2 日里根总统宣布开始战略现代化项目（SMP），购买 100 架 B-1B。
而 ATB 也作为 SMP 的一部分展开秘密研制，当时预计总需求量多至 132 架。只有少数内部人士才知道当时美国空军正在同时进行两种战略轰炸机的研制。
诺斯罗普的方案代号是“高级钻石”（Senior Ice，密语无特定含义），洛克希德的方案代号“高级钉”（Senior Peg）。“高级钻石”由诺斯罗普先进计划高级副总裁维尔科·E·加西奇主持，计划指导是哈尔·马尔卡良。
洛克希德/罗克韦尔的“高级钉”方案的资料披露不多，但鉴于当时洛克希德在隐身技术上的成就以及罗克韦尔在 B-1 项目上的经验，人们普遍认为该队会赢得竞争。
但 1981 年 10 月 20 日美国空军宣布诺斯罗普成为 ATB 合同的赢家，飞机编号 B-2，并签订了 6 架试飞用机和两架静态测试机的初始合同，外加 127 架生产型轰炸机的意向订货，计划在 1987 年达成初始作战能力（IOC）。
在三家公司的分工中，诺斯罗普负责制造前中央机身和座舱，飞机前后缘以及控制翼面，另外还负责最后的总装和计划的整体协调。波音负责制造后中央机身和弹舱，以及外翼段和起落架。
LTV 负责制造包括发动机舱在内的机翼中段和尾喷口（LTV 后被诺斯罗普·格鲁曼并购）。总装在加州帕姆代尔美国空军 42 号工厂 4 号场地进行。
诺斯罗普的设计是一个纯粹的飞翼，没有垂尾或方向舵，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 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。
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 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。
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 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。
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。