簡介
長二捆火箭的近地軌道運載能力達到9.5噸。全箭起飛質量460噸，全長49.7米，一、二子級直徑3.35米，衛星整流罩最大直徑4.2米。它的一子級和二子級使用偏二甲肼(UDMH)和四氧化二氮(N2O4)作為推進劑。在長二捆火箭的第二級上安裝一個固體發動機可用於發射地球同步通信衛星。該組合在1995年11月和12月成功地發射了亞星二號和回聲一號衛星。在長征二號E火箭的第二級上安裝一個變軌上面級-ETS，可以承攬中軌道多星發射任務。
全箭由箭體結構、動力系統、控制系統、遙測系統、外測安全系統、分離系統以及輔助系統等組成。
主要技術參數
| 參數 | 一子級 | 二子級 | ETS |
| 推進劑 | N2O4/UDMH | N2O4/UDMH | HTPB |
| 箭體直徑 | 3.35 m | 3.35 m | 0.99 m（固體發動機直徑） |
| 箭體長度 | 28.456 m | 10.773 m | 1.5 m（固體發動機長度） |
| 整流罩長度 | 10.448 m | ||
| 火箭全長 | 49.7 m | ||
| 起飛質量 | 460 噸 | ||
火箭結構描述
一子級
一子級加長到28.456米，一子級裝配有DaFY6-2型發動機，該發動機是由四台推力為75噸的液體N2O4/UDMH發動機並聯而成。每台DaFY6-2型發動機的噴口可以在伺服機構的帶動下單向擺動以控制火箭飛行的姿態，最大的擺動角為10度。
助推器
每枚助推器捆長15.326米，四個助推器各配有一台推力為75噸的DaFY5-1型發動機，噴管固定不擺。
二子級
二子級加長到10.448米。二子級裝配有75噸推力的DaFY20-1型發動機（主發動機）和帶四個小噴管、推力為4.8噸的遊動發動機DaFY21-1。主發動機噴管固定不動，遊動發動機噴管可作單向擺動，最大擺角60度，以控制箭體飛行姿態。
ETS
ETS是與長征二號E運載火箭相配的三軸穩定上面級。ETS由衛星支架和軌道機動級組成。軌道機動級由固體發動機、主結構、控制系統、姿態控制系統、遙測系統等組成。固體發動機可以根據飛行任務的不同而調整。
整流罩
在火箭飛行穿過大氣層這段過程中，火箭頂部的衛星整流罩保護衛星免受來自大氣層的各種干擾。衛星整流罩為衛星提供了一個良好的環境。長征二號E運載火箭的衛星整流罩由端頭帽、前錐段、圓柱段和倒錐段組成。端頭帽和前錐段由玻璃鋼纖維材料製成，具有良好的無線電透波性。圓柱段是由金屬蜂窩材料製成，倒錐段由化銑合金材料製成。長征二號E火箭整流罩長10.448米，最大外直徑4.2米，其靜包絡最大直徑為3.8米。
星箭對接
長征二號E/ETS運載火箭一般用於多星發射，可根據飛行任務的不同提供不同的衛星支架，用爆炸螺栓型接口與各個衛星聯接。
運載能力
長征二號E/ETS運載火箭的典型低軌道(LEO)運載能力為6.06噸（h=1000km,i=53deg.)。典型低軌道(LEO)參數及入軌精度如下表所列：
| 參數 | 典型LEO軌道參數 | 入軌精度（1σ） |
| 軌道高度 | 1000 km | ±4 km（半長軸） |
| 軌道傾角 | 53° | ±0.05° |
請參見長征二號E/ETS運載火箭運載能力曲線圖。
飛行時序
任務描述
長征二號E/ETS運載火箭的一子級和二子級首先將衛星/ETS組合體送到轉移軌道，然後ETS的固體發動機在轉移軌道的遠地點點火將組合體送入更高的目標軌道，然後進行姿態調整，最後將衛星釋放。
主要飛行事件
長征二號E/ETS運載火箭的主要飛行事件如下所列：
助推器分離：
每個助推器都是分別通過前連線面的桿繫結構和後連線面的球頭結構同火箭芯級相連的。在助推器發動機關機後，用於連線的爆炸螺栓和分離螺母分別解鎖，裝在助推器上固體小型分離火箭點火，將助推器推離火箭芯級，助推器自由下落完成分離。
一子級/二子級分離：
一子級/二子級分離是所謂的“熱分離”。在一子級發動機關機後，二子級主發動機點火，聯接兩級的爆炸螺栓起爆解鎖，這樣一子級就被二子級發動機噴出的高速燃氣流推離，一子級和二子級分離。
整流罩拋罩：
整流罩以“解鎖-翻轉-分離”方式進行拋罩。在橫向上整流罩與二子級通過12個橫向爆炸螺栓聯接，在縱向上兩半整流罩是由一根導爆索和4個縱向爆炸螺栓聯接。在拋罩時，12個橫向爆炸螺栓和4個縱向爆炸螺栓首先解爆，然後縱嚮導爆索解爆，安裝在二子級前端框上的分離彈簧將兩半整流罩推開分離。兩個整流罩半罩圍繞著二子級前端框上的鉸鏈翻轉，隨著火箭加速上升整流罩分離下落。
在拋罩過程中，不會發生碰撞和污染。
二子級/ETS分離：
二子級/ETS是通過分離彈簧的分離力來實現的。當火箭控制系統發出二子級/ETS分離指令後，聯接火箭支架和分配器的爆炸螺栓起爆解鎖，安裝在火箭支架上的分離彈簧將ETS/衛星組合體彈出。
衛星/ETS分離：
衛星與ETS的分離也是通過分離彈簧的分離力來實現的。當火箭控制系統發出星箭分離指令，聯接衛星和衛星支架的爆炸螺栓起爆解鎖,衛星被分離彈簧推離ETS。
典型飛行時序
| 事件 | 飛行時間（秒） |
| 起飛 | 0.00 |
| 程式轉彎 | 12.0 |
| 助推器分離 | 140.836 |
| 一子級/二子級分離 | 159.911 |
| 整流罩拋罩 | 200.911 |
| 二子級/ETS分離 | 577.603 |
| ETS固體發動機點火 | 3323.983 |
| 末速調整開始 | 3353.580 |
| 衛星/ETS分離 | 3403.580 |
發射場操作
長征二號E/ETS運載火箭在西昌衛星發射中心（XCLC）進行發射。火箭將被裝載在火車上從北京運往四川省的西昌衛星發射地區，在西昌衛星發射中心的南技術中心和南發射中心進行各種測試和操作活動。長征二號E運載火箭在南技術中心的火箭垂直測試廠房（BLS）進行採用垂直運輸、垂直對接、垂直測試等所謂“三垂”方式進行包括星箭聯合操作、火箭加注在內的各種發射場操作。測試完成後，火箭垂直豎立在活動發射台上經1.5公里的滑軌直接移動到南發射中心進行發射。整個發射場操作活動要持續21天,直至發射當天，工作人員都會對火箭進行系統性檢查，以確保火箭飛行正常。
發射記錄
| 序 | 起飛時 | 發射場 | 運載火箭 | 分配器 | 工位 | 軌道 | 有效載荷 | 結果 | 備註 |
| 1 | 1990.7.16 09：40 | 西昌 | CZ-2E Y1 | Star-63F | 2號 | LEO | 澳星模擬星+Badr-A | 成功 | |
| 1992.3.22 18：40 | 西昌 | CZ-2E Y2 | Star-63F | 2號 | LEO | 澳星B1 | 中止 | * | |
| 2 | 1992.8.14 07：00 | 西昌 | CZ-2E Y3 | Star-63F | 2號 | LEO | 澳星B1 | 成功 | |
| 3 | 1992.12.21 19：20 | 西昌 | CZ-2E Y4 | Star-63F | 2號 | LEO | 澳星B2 | 部分成功 | ** |
| 4 | 1994.8.28 | 西昌 | CZ-2E Y5 | Star-63F | 2號 | LEO | 澳星B3 | 成功 | |
| 5 | 1995.1.26 06：40 | 西昌 | CZ-2E Y6 | Star-63F | 2號 | LEO | 亞太二號 | 失敗 | *** |
| 6 | 1995.11.28 | 西昌 | CZ-2E Y7 | EKPM | 2號 | LEO | 亞洲二號 | 成功 | |
| 7 | 1995.12.28 19：50 | 西昌 | CZ-2E Y8 | EKPM | 2號 | LEO | 艾科斯達1號 | 成功 |
* 後查明，因第三助推器旁有多餘鋁絲，導致火箭助推器產生電弧，接通了一旁的關機觸點，火箭與點火第7秒後經過主機進行了緊急關機，火箭第一級點火失敗，由此，整個箭體報廢，但經過及時搶救，澳星完好，已於1992年8月14日由長征二號E型火箭在西昌衛星發射中心再次發射。此次發射由於火箭沒有起飛，所以並不計入發射總次數。
** 在飛行途中，火箭飛行十分良好，衛星突然發生爆炸，但長征二號E型火箭，由於穩定的可靠性，繼續飛行，並按照原定飛行事件，繼續飛行，準確無誤地，把衛星的殘骸送入了軌道，並被發現。
圖為1995年長二捆最後一次發射。
1992年3月22日火箭發射失敗。***起飛後50秒，由於風切變引起衛星共振或整流罩結構破壞，衛星推進劑爆炸，進而引發火箭爆炸。
“CZ-2EA”
上世紀90年代，中國運載火箭技術研究院曾計畫研製長征二號捆綁運載火箭的改進型火箭(CZ-2EA)以及更大推力的大型地軌道運載火箭，使其低軌道運載能力達到14噸至15噸 ，高軌道運載能力達到7噸。 後此計畫改為研製技術、理念更先進的長征五、六、七號火箭。
長征低軌道火箭