宇航用球柵陣列器件裝聯(lián)可靠性評價方法初探

李培蕾，朱恒靜，王智彬，孟 猛

（中國航天宇航元器件工程中心，北京 100094）

0 引言

BGA封裝形式的電路具有封裝密度高、重量輕、電性能優(yōu)良等特點，被越來越多地應(yīng)用于航天型號的電子系統(tǒng)中。宇航用器件會經(jīng)歷包括力、熱、真空、輻射等在內(nèi)的多種環(huán)境應(yīng)力，導(dǎo)致各種模式的失效，其中與裝聯(lián)過程相關(guān)的占70%左右[1]。建立針對典型宇航用BGA器件裝聯(lián)可靠性的評價方法，會為今后宇航用BGA封裝元器件的選用和質(zhì)量保證工作的完善奠定基礎(chǔ)。目前國內(nèi)外都在進(jìn)行相關(guān)研究，JPL的Ghaffarian等通過正交試驗對BGA封裝組裝過程中各個工藝變量對器件可靠性的影響進(jìn)行了評估[2]；歐空局在ECSS-Q-ST-70-08C中給出了典型宇航用BGA器件裝聯(lián)工藝鑒定項目和流程[3]，但是沒有具體給出不同任務(wù)要求下的分級試驗。還有很多學(xué)者以BGA為研究對象采用有限元仿真的方法研究BGA焊點在熱循環(huán)和隨機(jī)振動條件下的可靠性問題，并基于疲勞壽命模型進(jìn)行熱疲勞壽命預(yù)計，其中以S-N模型、Coffin-Manson模型、Solomon疲勞模型以及Engelmaier疲勞模型為代表[4-6]。

本文提出一種基于失效物理的宇航用BGA器件裝聯(lián)可靠性評價思路，包括結(jié)合有限元仿真的方法進(jìn)行壽命預(yù)估，同時采取試驗的手段進(jìn)行驗證，對于應(yīng)用在不同型號環(huán)境條件下的BGA器件進(jìn)行分級評價，并結(jié)合現(xiàn)有標(biāo)準(zhǔn)，綜合考慮壽命預(yù)估與試驗驗證結(jié)果，確定量化分級評價判據(jù)。

1 宇航常用 BGA 結(jié)構(gòu)及可靠性問題

1.1 宇航常用 BGA 封裝

宇航常用BGA主要分為塑料焊球陣列（plastic ball grid array, PBGA）、陶瓷焊球陣列（cermaic ball grid array, CBGA）2 類，典型結(jié)構(gòu)如圖1所示。PBGA封裝多采用樹脂/玻璃層壓板作為基板，以塑料（環(huán)氧模塑混合物）作為密封材料，焊球多為63Sn37Pb，焊球和基板的連接不需要另外使用焊料。CBGA多采用多層陶瓷布線基板，焊球多為高熔點90Pb10Sn，焊球和封裝體的連接使用低溫共晶焊料63Sn37Pb，金屬蓋板用密封焊料焊接在基板上[7]。

圖1 PBGA 和 CBGA 封裝截面結(jié)構(gòu)示意Fig.1 Cross section structure of PBGA & CBGA packaging

目前宇航產(chǎn)品中常用BGA封裝器件的焊球直徑多為 0.89、0.76、0.60、0.50、0.40 mm，但已經(jīng)出現(xiàn)焊球直徑僅為0.30 mm的BGA封裝器件。表1是典型宇航用BGA器件的封裝結(jié)構(gòu)。

對于不同節(jié)距的BGA，焊膏體積也會對器件可靠性產(chǎn)生影響，具體可參見IBM對于不同節(jié)距CBGA的焊膏體積的要求，即：對于1.27 mm節(jié)距的BGA，最小焊膏體積為 0.087 mm3，最大為 0.16 mm3，最小印刷高度為 0.018 mm，最佳焊膏體積為0.10～0.12 mm3；對于 1.0 mm 節(jié)距的 BGA，最小焊膏體積為 0.038 mm3，最大為 0.07 mm3，最小印刷高度為 0.018 mm，最佳焊膏體積為 0.05～0.07 mm3[8]。

表1 典型宇航用 BGA 器件的封裝結(jié)構(gòu)Table 1 Typical packaging structure of BGA component for aerospace applications

對于CBGA，因高鉛焊球不熔化，需考慮適當(dāng)放大焊盤尺寸；而PBGA不需要放大焊盤尺寸，但是需要注意控制焊球的塌縮量。焊球間距與PCB和電裝可靠性相關(guān)：間距過小，會導(dǎo)致過孔孔徑減小，板厚/孔徑比增加，繼而降低過孔的熱可靠性。當(dāng)過孔的孔壁間距小于0.50 mm時，需要關(guān)注導(dǎo)電陽極絲（CAF）問題；同時BGA底部不容易清洗干凈，助焊劑易殘留，需要關(guān)注表面絕緣電阻（SIR）問題。國外宇航一般限定焊球的最小中心間距為1 mm，焊球間距0.8 mm是狗骨棒設(shè)計的極限，否則應(yīng)改用盤中孔的設(shè)計。對于焊球直徑小于0.4 mm的，需要關(guān)注焊點的尺寸效應(yīng)。

1.2 BGA 封裝常見失效類型

1.2.1 組裝工藝引起的失效

組裝工藝對于裝聯(lián)體的組裝質(zhì)量及早期可靠性有很大的影響，其中印刷、貼片、焊接及返修工藝等過程中參數(shù)的設(shè)置對于組裝質(zhì)量至關(guān)重要?；亓髑€設(shè)置不合理、焊盤微孔、錫膏受潮等均可能導(dǎo)致焊球空洞；焊膏使用過多容易產(chǎn)生橋連等焊接缺陷，使用過少又容易產(chǎn)生開路或者虛焊等焊接缺陷。

1.2.2 組裝工藝引起的失效

由于PBGA和CBGA器件之間材料結(jié)構(gòu)的差異，可靠性問題也不一樣。CBGA器件主要考慮陶瓷芯片與樹脂基板之間存在著較大熱膨脹系數(shù)的差異（前者一般為 6×10-6℃-1，后者為 2×10-5℃-1），在溫度循環(huán)變化時焊點會歪斜變形；PBGA器件主要考慮由于吸潮導(dǎo)致的爆米花效應(yīng)[9]，以及器件內(nèi)部硅芯片與塑料封裝之間的熱膨脹系數(shù)差異。

焊點的結(jié)構(gòu)參數(shù)對焊點的可靠性有著重要影響。其中，器件的尺寸取決于I/O引腳數(shù)量和間距，通常宇航用CBGA器件的尺寸限制在20 mm×20 mm以下，且對于0.65 mm間距以下的BGA不建議宇航應(yīng)用。器件引腳與焊盤之間的焊料缺口會引起器件/基板焊點位移，對于給定的器件/基板焊點位移；焊點高度決定了應(yīng)力級別——焊柱越高焊點應(yīng)力越小，焊點可靠性越高；同時，焊點區(qū)域面積決定了器件/基板焊點位移的應(yīng)力級別——焊點區(qū)域越大應(yīng)力越小，焊點可靠性越高，然而焊點可增加范圍受限。試驗表明，焊點形狀、焊料成分、焊料量都會影響焊點可靠性，對于無鉛焊球的PBGA建議進(jìn)行有鉛混合安裝或者重新植球。

1.2.3 環(huán)境應(yīng)力引起的失效

BGA封裝器件整個壽命周期的工作環(huán)境，包括生產(chǎn)制造過程、環(huán)境應(yīng)力篩選過程、運(yùn)輸過程、存儲過程以及最終使用過程，都會對器件的裝聯(lián)可靠性有一定影響，其中熱應(yīng)力和機(jī)械應(yīng)力的影響最為關(guān)鍵。研究表明，在影響焊點可靠性的環(huán)境應(yīng)力中，熱疲勞應(yīng)力占55%[10]。BGA焊點承受的主要熱應(yīng)力一方面來自電子產(chǎn)品使用過程中的功率循環(huán)，另一方面來自服役環(huán)境的溫度循環(huán)。熱循環(huán)中主要的破壞機(jī)制是蠕變/焊點的應(yīng)力釋放增強(qiáng)疲勞。

在溫度循環(huán)過程中，BGA焊點有以下特征[11]：1）周期性內(nèi)應(yīng)力促使焊點內(nèi)部萌生裂紋并生長，使焊點歪斜變形，邊角焊點的變形更嚴(yán)重；2）加速老化過程使器件外圍鏈路優(yōu)先發(fā)生斷路失效，隨著循環(huán)周期的增加，內(nèi)側(cè)鏈路依次斷路失效；3）CBGA器件表貼工藝過程產(chǎn)生的殘余內(nèi)應(yīng)力會促使焊點界面萌生裂紋，陶瓷一側(cè)焊料與焊球界面和焊點與焊盤界面處首先發(fā)生開裂，裂紋沿界面向焊點內(nèi)部擴(kuò)展，兩側(cè)裂紋接觸后導(dǎo)致焊點開裂失效。

機(jī)械應(yīng)力包括機(jī)械振動和機(jī)械沖擊，當(dāng)電子設(shè)備處于嚴(yán)酷的振動、沖擊環(huán)境中時，其穩(wěn)定性和可靠性將受到很大的影響[12]。宇航用BGA器件在整個壽命周期內(nèi)都可能會承受各種振動和沖擊，故應(yīng)引起重視。

振動對于BGA焊點的影響有以下特征[13]：1）振動裂紋大多產(chǎn)生于焊球邊緣靠近芯片一側(cè)，且平行于芯片，隨著循環(huán)次數(shù)的增加，裂紋逐漸沿著焊球徑向向中心擴(kuò)展，從兩側(cè)焊球擴(kuò)展到中間焊球，BGA陣列呈現(xiàn)盆狀振動失效形態(tài)；2）振動失效的焊點分布在器件的某一拐角處，一般不會4個拐角同時存在故障點，故障區(qū)域一定是焊點應(yīng)力最大的部位；3）焊點裂紋從焊料與焊盤結(jié)合處開始貫穿整個焊點，也有部分裂紋深入到焊盤內(nèi)。

2 可靠性評價方法初探

本文擬采用基于失效物理的可靠性評價方法[14-15]進(jìn)行分析研究。

宇航用BGA器件裝聯(lián)可靠性評價思路如圖2所示，可分為3個步驟4個模塊。

第1步，典型失效機(jī)理和模式的分析總結(jié)。一方面分析BGA器件結(jié)構(gòu)工藝材料特點及不同裝聯(lián)工藝原理，另一方面分析裝聯(lián)類失效案例，總結(jié)歸納出器件的典型失效模式和失效機(jī)理。

第2步，針對失效模式、機(jī)理與現(xiàn)有檢測手段，綜合考慮壽命預(yù)估、典型環(huán)境應(yīng)力條件和不同型號任務(wù)需求，制定裝聯(lián)工藝可靠性評價試驗方案（包含裝聯(lián)質(zhì)量檢測方案）并實施；同時選取疲勞壽命模型并進(jìn)行建模及仿真，輸入相應(yīng)的工作應(yīng)力和試驗應(yīng)力，得到應(yīng)力-應(yīng)變分布；再基于該結(jié)果，依據(jù)一定的失效物理模型，得到工作壽命和試驗壽命的預(yù)估結(jié)果。

第3步，基于國內(nèi)外現(xiàn)有標(biāo)準(zhǔn)判據(jù)制定依據(jù)，綜合歸納不同型號工作應(yīng)力區(qū)別、試驗和壽命預(yù)估結(jié)果，在考慮可靠性冗余和應(yīng)力加速的基礎(chǔ)上，歸納可靠性分級評價的量化準(zhǔn)則，并據(jù)此得到可靠性評價結(jié)果。

圖2 宇航用 BGA 器件裝聯(lián)可靠性評價思路Fig.2 The method for reliability evaluation of BGA assembly for aerospace applications

2.1 失效機(jī)理與模式歸納總結(jié)

通過全面梳理宇航用BGA器件的類別和應(yīng)用需求，獲取具有典型性的器件特性，包含器件外形尺寸、質(zhì)量、引腳節(jié)距及引腳尺寸等，同時調(diào)研印制基板和裝聯(lián)條件等裝聯(lián)相關(guān)因素，包括工藝條件、環(huán)境負(fù)載和產(chǎn)品材料；并通過分析來自生產(chǎn)廠、用戶單位和質(zhì)保單位積累的裝聯(lián)失效案例，歸納出典型失效模式以及失效機(jī)理。

2.2 分級試驗及有限元仿真方案制定及實施

在確定典型失效機(jī)理與模式后，采用試驗測試分析和數(shù)值模擬仿真相結(jié)合的方法進(jìn)行BGA器件裝聯(lián)可靠性評價。這兩部分工作可并行開展、相互參考、不斷迭代，其中試驗中相關(guān)參數(shù)的設(shè)定需參考壽命預(yù)估的結(jié)果，而有限元仿真過程也需參考試驗的應(yīng)力量級等。

2.2.1 可靠性評價分級試驗

對BGA器件制定并實施可靠性驗證試驗的前提是保證裝聯(lián)質(zhì)量，避免出現(xiàn)各種裝聯(lián)缺陷最終導(dǎo)致裝聯(lián)體發(fā)生早期失效等問題。根據(jù)BGA器件的典型失效模式及機(jī)理，結(jié)合可行的試驗后檢測手段，針對常見缺陷和焊點組織結(jié)構(gòu)提出對應(yīng)的檢測方法，剔除存在明顯質(zhì)量隱患的裝聯(lián)產(chǎn)品。針對裝聯(lián)質(zhì)量的檢驗主要采取外觀檢查、X射線檢查和電性能測試等方法。

宇航用BGA器件需考慮的典型應(yīng)力類型有熱應(yīng)力和機(jī)械應(yīng)力。結(jié)合不同型號的工作條件，包括工作時長、應(yīng)力量級范圍等，采取溫度循環(huán)和振動試驗等對BGA器件裝聯(lián)可靠性進(jìn)行評價。溫度循環(huán)試驗剖面采用ESCC-Q-70-08a標(biāo)準(zhǔn)[16]中描述的熱循環(huán)剖面，溫度變化范圍為-55～100 ℃（環(huán)境溫度），溫度變化速率不超過10 ℃/min，極限溫度保持15 min，每個循環(huán)1 h；正弦振動試驗和隨機(jī)振動的試驗條件根據(jù)《Q/W-1263A航天器電子電氣產(chǎn)品表面安裝技術(shù)要求》規(guī)定執(zhí)行。試驗后，對BGA器件裝聯(lián)后的分析檢測手段包括金相剖切、染色、掃描電子顯微鏡、能譜儀分析和過程監(jiān)測等。

2.2.2 疲勞壽命預(yù)估

在選定幾種典型的裝聯(lián)規(guī)格后，在有限元分析軟件中建立相應(yīng)的物理模型，然后將工作應(yīng)力和試驗應(yīng)力分別作為輸入，設(shè)定材料參數(shù)并設(shè)置邊界條件開展仿真，計算出裝聯(lián)結(jié)構(gòu)中的應(yīng)力-應(yīng)變分布；然后將仿真得到的應(yīng)力-應(yīng)變幅結(jié)果作為輸入，利用失效物理預(yù)估模型預(yù)計試驗應(yīng)力與工作應(yīng)力下的器件壽命；通過壽命預(yù)測模型，可以利用有限元法模擬的結(jié)果預(yù)測出封裝組件的壽命[17]。

依照不同的破壞信息，可將壽命預(yù)測模型分為以應(yīng)力為基礎(chǔ)、以塑性變形為基礎(chǔ)、以蠕變變形為基礎(chǔ)、以能量為基礎(chǔ)及以斷裂參量為基礎(chǔ)5類。以應(yīng)力為基礎(chǔ)的壽命預(yù)測模型極不常見；以塑性變形為基礎(chǔ)的壽命預(yù)測模型主要著重于與時間無關(guān)的塑性效應(yīng)；以蠕變變形為基礎(chǔ)的壽命預(yù)測模型則是考慮與時間相關(guān)的效應(yīng)；以能量為基礎(chǔ)的壽命預(yù)測模型為較新的模型，其考慮到應(yīng)力與應(yīng)變的遲滯能量；以斷裂參量為基礎(chǔ)的壽命預(yù)測模型是以斷裂力學(xué)為基礎(chǔ)，計算裂紋的擴(kuò)展，累積其過程所造成的破壞效應(yīng)。

本文壽命預(yù)估的主要依據(jù)是Coffin-Manson的疲勞失效物理模型及其修正模型[18]，基本的模型形式為

式中：Δεp/2 為循環(huán)塑性應(yīng)變范圍；εf′為疲勞延性系數(shù)，通常為經(jīng)驗常數(shù)；N為熱疲勞失效的平均壽命；c為疲勞延性指數(shù)。

輸入仿真得到的應(yīng)變幅，通過查閱手冊得到疲勞延性系數(shù)和疲勞延性指數(shù)，即可得到壽命預(yù)測值N，即失效前的平均溫度循環(huán)周期數(shù)，再乘以每個溫度循環(huán)的時間得到失效前的累計工作時間[19-20]。

通過仿真結(jié)果可知：最高溫度越高，焊點疲勞壽命越長；溫差增大，疲勞壽命縮短；升降溫速率增大，疲勞壽命縮短。在器件其他尺寸不變的條件下，在一定范圍內(nèi)隨著焊點高度的增加，焊點的疲勞壽命有所延長；在焊點高度一定時，隨著焊點直徑的增加，焊點熱疲勞壽命先延長而后縮短，可見焊點的直徑有個使焊點熱疲勞壽命最長的最優(yōu)值；隨著基板厚度和基板長度的增加，焊點的疲勞壽命縮短。在避免受到力學(xué)損傷（焊點應(yīng)力水平小于10 MPa）的前提下，焊點熱疲勞壽命主要取決于在軌工作的高溫、溫差和溫度循環(huán)次數(shù)。

2.3 分級評價標(biāo)準(zhǔn)及量化判據(jù)確定

圖3給出了確定分級量化判據(jù)的研究思路：首先，基于國內(nèi)外現(xiàn)有標(biāo)準(zhǔn)，歸納出常用失效判據(jù)制定參考依據(jù)；然后，基于可靠性考核試驗和壽命預(yù)計結(jié)果，結(jié)合不同宇航型號應(yīng)用環(huán)境的特點及區(qū)別（如長壽命/短壽命、高軌道/低軌道、發(fā)射時運(yùn)載的機(jī)械應(yīng)力量級、焊點耐受溫度范圍）等，在考慮可靠性冗余和應(yīng)力加速的情況下給出分級量化評價的判據(jù)。

圖3 分級量化判據(jù)研究確定思路Fig.3 The method for defining quantitative criterion

3 結(jié)束語

本文給出了一種宇航用BGA器件裝聯(lián)可靠性評價的方法，即通過梳理總結(jié)宇航用BGA器件裝聯(lián)相關(guān)的失效模式與機(jī)理，指導(dǎo)BGA分級實驗方案的制定實施與BGA器件疲勞壽命預(yù)估；最后根據(jù)壽命預(yù)估結(jié)果與試驗結(jié)果，結(jié)合國內(nèi)外現(xiàn)有標(biāo)準(zhǔn)判據(jù)設(shè)定依據(jù)及不同型號的應(yīng)力特點，在留有可靠性冗余的基礎(chǔ)上，得出量化判據(jù)，實現(xiàn)對宇航用BGA器件裝聯(lián)工藝科學(xué)量化評價。該方法可為以后BGA器件及其他宇航用元器件的裝聯(lián)可靠性評價提供思路，為宇航用元器件的可靠性保障提供參考。