关于这个问题，我斗胆说两句：
美军的F22作为第五代超音速巡航战斗机，需要至少上五层防雷达涂料，而这种涂料中百分之六十的成分是银，同时在长期的飞行过后，一次保养，或者说是更换一次涂料，就要把之前涂上的防雷达涂料先敲下来，然后再重新进行涂刷，每次涂刷都要消耗上百万美元的费用。
当然，这些被敲下来的用过的涂料，还能够进行回炉重造，变成其他材料后售卖给相关产业，弥补一部分军费支出。
但如果题主你要问，“美军是怎么给F22上隐身涂层的？”，我估计你要想知道真正的答案，只能去问美军的国防部了。。
公开的资料只会告诉你，F22的涂层作业，全部是在专门的喷涂车间完成，但不会告诉你具体工艺，这涉及到美军的核心军事机密，而且军工体系的复杂程度超乎你的想象，可不是一句话就能全部概括清楚的。
另外我再补充一点，在2016年的8月份，美军国防部跟洛马公司签订了新一期的维护合同，总价高达6100万美元，而这还仅仅是建设全新的“维修流程线”的费用，并不包含所要涉及的人工和技术开销，以及材料研发等等一系列的后续项目。
所以，我无法给你美军如何为F22上隐身涂层的确切答案，只能告诉你，作为第五代战斗机，不管F22身上发生什么，哪怕是点一次火，那烧的都是真金白银。
怎么消除超音速的噪音
因为公司不景气，没有那么多的资金维修。
米格-31是俄罗斯空军最引以为豪的高速拦截机，它配备有两个高推力加力引擎，具有超音速巡航能力，最大飞行速度为2.83马赫。但是，由于公司的下滑，这种出色的战斗机陷入了尴尬境地。如果不增加新的战斗机，甚至维护也是一个难题。米格-31已服役30多年，在此期间，他们与俄罗斯的主要维修店分开，缺乏完整的维修记录。结果导致米格-31在最终返回工厂进行大修时得到了维修，许多零件与原始图纸不符。
如果按照传统的维修方式对这些米格-31进行彻底维修，则许多零件必须重新成型，加工，生产和测试，直到装配完毕。无疑这非常耗时，根据工程师的说法，他们希望生产一个全新的零件，该零件至少需要11个过程和340小时。偶然的机会中，他突然想到了使用3D打印解决特殊零件的生产问题，这不仅节省了许多工序，而且使过程控制更加精确。可以肯定的是，这种新方法极大地提高了生产效率，使用3D打印机生产相同的零件仅用了4个过程和29个小时。
效率提高了10倍，成本节省了98％。这一发现直接解决了维修车间的主要问题，并使得快速，大量维修米格-31成为可能。关于他使用的3D打印机来自哪里，阿列克谢在一次采访中声称：“我们是从阿里巴巴在线购买的。”它引起了观众的轰动。据报道，他在3D打印机的所有部件上花费了1.6万卢布，约合1800元人民币，这么小的成本解决了俄罗斯超级战斗机的一个大问题这真是太合算了。
F22的发动机
安静超音速技术。
NASA2012年宣布重启超音速飞机研发，其主要目标就是消除音爆问题，测试安静超音速技术，这个技术可以消除超音速的噪音。
超音速巡航导弹是巡航导弹的一种。即，主要以巡航状态在稠密大气层内以超音速飞行的导弹，旧称飞航式导弹。
战斗机超音速巡航马达推力比
全称F119－PW-100，是为F-22A研制的双转子小涵道比加力涡扇发动机，采用可上下偏转的二维矢量喷管，上下偏转角度为20度，推力和矢量由数字电子系统控制。静推力97.9千牛,加力推力155.6千牛,发动机推重比10,总压比25,涵道比0.2.在发动机推重比达到10的时候,F22的作战推重比为1.1。 F-119-PW-100的性能是美国空军高度保守的秘密。在Jane's及PrattWhitney公司的 公开网址上除了最大加力推力35000磅的参数外，其它一律不得而知。 首先涵道比。根据文献(1)，F-119-PW-100的涵道比是0.2。与Jane's报导的0.48大 不相同。我们认为0.2比较可信。这和超音速巡航对发动机的要求一致。 超音速巡航一般要求小涵道比发动机或者干脆涡喷发动机。小涵道比发动机非加力油耗 较高，但加力油耗较低，这一点可以清楚的从PW-1120与PW-1129的比较中看出。 这也与F-22所要求的非加力超音速巡航一致，因为如果涵道比大，在相同的总推力下 非加力推力就得减小。而这与非加力超音速巡航相抵触。所以其涵道比应该小于F-100-PW- 129A的0.36。而0.2我想是个非常适合的数字。这个数字也与公布的F-119的剖视图接 近。 2。非加力推力。 我估计在115到125千牛之间。道理比较简单。涵道比为0.36的F-100-PW-129A来说 其最大干推力尚能达到98千牛，涵道比为0.2的F-119的最大干推力就应该为110千牛， 因为两者的最大加力推力一样，同为156千牛。这是因为核心机的单位流量推力大大于外涵 道的。另外文献(1)提到F-119的核心机流量是F-100-PW-100的两倍左右。这样的话最大干 推力就应为120千牛左右。还有，F-22不开加力，而仅仅使用最大干推力就能飞M1.6，这 一点也说明其推力应至少到115千牛量级。 3。油耗。 作为小涵道比发动机，最大非加力油耗应该比同等技术的涵道比0.7到1左右的涡扇机 高，而加力油耗较低。对比与F-119技术最接近的F-100-PW-129，参考PW-1120的加力油 耗，并考虑到F-119涡轮进口温度会适当提高，我们估计非加力油耗0.75-0.8Kg/小时Kg 力，而加力油耗1.8Kg/小时Kg力。这个数字0.75-0.8Kg/小时Kg比AL-31的0.67高出 15%，部分解释了为何F-22机内载油多SU-2720%，作战半径却少100公里。 4。涡轮前温。 由于F-119较F-100-PW-220等新近采用了单晶叶片和气膜冷却，估计应为1700- 1750K。 5。最大流量。 以核心机流量两倍于F-100-PW-100的核心机为基准，参考两者涵道比，最大流量为 145Kg/秒，这与156千牛的最大加力推力匹配很好，同时加深了我们对前面几组数据推测的 信心。 6。重量。 这是一个答案出乎人意料的问题。表面上看，F-119采用了级数很少的压气机，涡轮， 采用了合金C钛压气机静子，喷管，并且风扇，压气机采用了整体式的叶片-盘结构，减轻 了重量，所以重量应该不大。但是该机有一个我认为败笔的喷管设计，既不能两维运动，也 大大增加重量，还导致推力损失。F-100-PW-129A的重量是1860公斤，F-119核心机在其基 础上因为减少的压气机涡轮级数会减重40%，但加大的约25%的流量会加重25%，整体盘-叶 设计减重5%，合计核心机减重约20%，也就是说若非因为喷管，整机应该减重约13%，使F- 119推重比从F-100-PW-129A的8.56提高到9.8或10，正好是欧洲采用同等技术的EJ-200 的推重比。但是这个累赘的“二元”喷管设计将增加重量估计140-200Kg，使F-119的重量 恢复到约1800-1860Kg，推重比降为8.6-8.7。
注意，推力比是火箭发动机术语
【军事标准术语】：推力比
【junshibiaozhunshuyu】：TuiLiBi
【英文】：thrust ratio
【标准编号】：GJB 3387-1998
【分类】：火箭发动机术语
【推力比的定义】：在双推力发动机中，助推级燃烧时间平均推力与续航级燃烧时间平均推力之比。 以美国的F-22为例：{注意粗体字}
美国的F-22飞机之所以具有真正有效的超音速巡航能力，首先是采用了先进的气动外形设计。主要内容有：翼身融合技术；大根梢比的切尖菱形机翼，前缘后掠角为42度，后缘前掠角为17度，襟翼前缘和主翼后缘均各带弧度；保形天线、保形武器舱和菱形进气道等等，这些设计使飞机气动外形干净光滑，气动阻力小。
其次，是采用了先进的动力装置。该机装有两台F119加力涡扇发动机。由于发动机在设计中采用耐高温材料和先进热循环技术，将涡轮前燃气温度提高到1853-1923K，总增压比提高到25，因而产生的推力大(单台最大推力为104.5千牛（即为10663公斤）。使其有足够的剩余推力。同时，又因其流量比小(只有0.15-0.25)，使其速度特性得到改善。不存在推力不够和过分耗油问题，所以，在不加力的情况下就可使飞机飞行速度达到超音速，而使它具有超音速巡航能力。
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