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GPS L1, L2的問題，我們搜遍了碩博士論文和台灣出版的書籍，推薦KaiBorreDennisM．Akos等寫的 軟件定義的GPS和伽利略接收機（附贈DVD） 可以從中找到所需的評價。

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國立成功大學 電機工程學系 莊智清所指導 黃冠穎的 強健的耦合多頻導航衛星FPGA接收機之設計及應用 （2021），提出GPS L1, L2關鍵因素是什麼，來自於全球衛星導航訊號接收機、多頻衛星導航訊號之耦合處理、強健之多頻衛星導航訊號偵測、定位訊號品質監控、強健的地面定位導航系統。

而第二篇論文國立交通大學 機械工程系所 陳宗麟所指導 侯昱任的 四軸混合式火箭引擎平台控制系統之開發 （2020），提出因為有 控制系統、火箭引擎、懸浮平台的重點而找出了 GPS L1, L2的解答。

最後網站TW7872 L1/L2 GPS/GLONASS/Galileo/BeiDou - NVS-GNSS則補充：The TW7872 is precision tuned dual band, Accutenna® technology antenna for reception of GPS L1/L2, GLONASS G1/G2, BeiDou B1, Galileo E1 and is especially ...

接下來讓我們看這些論文和書籍都說些什麼吧：

除了GPS L1, L2，大家也想知道這些：

軟件定義的GPS和伽利略接收機（附贈DVD）

為了解決GPS L1, L2的問題，作者KaiBorreDennisM．Akos等 這樣論述：

軟件定義無線電（SDRs）概念的提出已有10多年的時間。自Dennis AKos於1997年第一次對基於軟件無線電的GPS系統進行了完整論述，幾個研究小組已分別在這一領域做出了自己的貢獻。因此，我們認為出版一本更新的書來介紹GPS系統軟件接收機的最新研究成果的時機已成熟，同時介紹即將投入使用的歐洲伽利略導航系統。GPS系統和伽利略系統同屬於全球導航衛星系統（GNSS）。

強健的耦合多頻導航衛星FPGA接收機之設計及應用

為了解決GPS L1, L2的問題，作者黃冠穎 這樣論述：

本論文完整分析、設計了可快速穩定地偵測與同步多頻全球衛星定位導航訊號之接收晶片架構。定位導航訊號接收機透過訊號擷取與追蹤來同步接收機產生之本地端複製訊號與即時接收到之訊號，藉此導航訊息與測距量測量得以被還原並解出，接著完成定位。在這基礎上，具有多通道之多頻衛星導航接收機的運作，可不經由多組獨立導航訊號擷取與追蹤器來達成，由於其採用耦合處理架構，此模式藉由第一個獲得的通道資訊快速地給予第二或第三頻段之同步輔助參數，不僅縮短了第二頻段之導航訊號抓取時間，也大幅減低了硬體複雜度。本研究期間妥善考察現今透過此類輔助擷取技術來達到多頻同步之架構，發現其典型方法存在關鍵性能限制，由於實際接收訊號上，每個

頻道間受到一定不同程度之環境干擾，如: 接收載波雜訊、熱與載波抖動，使得傳統輔助抓取訊號之同步方法受到性能下降，受干擾下第二頻段抓取時間將會發散。對此干擾，量化性能衰減分析，如:適應性、抓取速度、同步速度被仔細評估與分析。為了克服此限制，本論文針對不同情境，提出決定性耦合、混合之同步架構，快速、直接與穩定地偵測與同步多頻訊號，用於手持式定位裝置。此耦合同步架構，重構了輔助架構之框架，包含: 輔助架構調整、適應性估測方法導入、模型不確定建立，最終可高速鏈結多頻、多通道參數，並最小化硬體資源，實質達到快速與強健地多頻導航訊號偵測與同步，並且執行驗證實驗。此外，基於地面通訊系統之機會定位訊號之混合被

設計來大幅提升定位品質，包含:訊號品質監控、地面訊號混和定位、誤差地面定位訊號排除。

四軸混合式火箭引擎平台控制系統之開發

為了解決GPS L1, L2的問題，作者侯昱任 這樣論述：

本研究與交大前瞻火箭研究中心合作，開發以火箭引擎為動力之飛行平台，與一般 火箭不同，該平台的目標是做短距離的低速飛行，並執行安全的起飛和降落 使平台可重複性使用。此平台系統主要 可分為推進系統與導航控制系統，本論文主旨在導航與控制系統的開發。本論文設計了多種飛行控制策略，每種方法都由詳細的控制器推導再到 模擬驗證。模擬中又以實務上會遇到的各種模擬條件，比較出了各個控制法則的優缺點。控制方法包含了以古典控制理論為基礎的線性架構，還有 引入積分控制的逆向步進法，以及強健控制領域的非線性 ????∞ 控制法。 除此之外，本研究因其自身結構的重量，有較低的推重比(thrust-to-weight r

atio)，因此在設計控制器時做了仔細的頻寬分配，使其在達 成控制目標的同時不會使推力飽和。本論文也提出了一套適合應用在短距離的感測器融合系統，此系統已經過實際測試，可估測ENU座標下的位置與速度，亦可獲得載體本身的姿態。其特色是藉由 GNSS-RTK接收器的輔助，使定位精度能長時間維持在 0.2 m 以內。在姿態測試方面不僅止於一般文獻的單軸測試，本文使用了三個框架建構而成的三軸旋轉平台，來驗證載體在多軸轉 動時的姿態估測。火箭引擎飛行平台之子系統較一般無人機多，因此除了控制器與感測融合系統的程式，本論文還囊括了地面觀測站(ground station)軟體與各個通訊子程式。最後基於本研究實

際飛行 測試 的成本與安全考量，吾人實行了系統的硬體在環測試(hard-ware in the loop)，驗證了整體控制系統 已達成熟階段。

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