宇航用球栅阵列器件装联可靠性评价方法初探

李培蕾，朱恒静，王智彬，孟 猛

（中国航天宇航元器件工程中心，北京 100094）

0 引言

BGA封装形式的电路具有封装密度高、重量轻、电性能优良等特点，被越来越多地应用于航天型号的电子系统中。宇航用器件会经历包括力、热、真空、辐射等在内的多种环境应力，导致各种模式的失效，其中与装联过程相关的占70%左右[1]。建立针对典型宇航用BGA器件装联可靠性的评价方法，会为今后宇航用BGA封装元器件的选用和质量保证工作的完善奠定基础。目前国内外都在进行相关研究，JPL的Ghaffarian等通过正交试验对BGA封装组装过程中各个工艺变量对器件可靠性的影响进行了评估[2]；欧空局在ECSS-Q-ST-70-08C中给出了典型宇航用BGA器件装联工艺鉴定项目和流程[3]，但是没有具体给出不同任务要求下的分级试验。还有很多学者以BGA为研究对象采用有限元仿真的方法研究BGA焊点在热循环和随机振动条件下的可靠性问题，并基于疲劳寿命模型进行热疲劳寿命预计，其中以S-N模型、Coffin-Manson模型、Solomon疲劳模型以及Engelmaier疲劳模型为代表[4-6]。

本文提出一种基于失效物理的宇航用BGA器件装联可靠性评价思路，包括结合有限元仿真的方法进行寿命预估，同时采取试验的手段进行验证，对于应用在不同型号环境条件下的BGA器件进行分级评价，并结合现有标准，综合考虑寿命预估与试验验证结果，确定量化分级评价判据。

1 宇航常用 BGA 结构及可靠性问题

1.1 宇航常用 BGA 封装

宇航常用BGA主要分为塑料焊球阵列（plastic ball grid array, PBGA）、陶瓷焊球阵列（cermaic ball grid array, CBGA）2 类，典型结构如图1所示。PBGA封装多采用树脂/玻璃层压板作为基板，以塑料（环氧模塑混合物）作为密封材料，焊球多为63Sn37Pb，焊球和基板的连接不需要另外使用焊料。CBGA多采用多层陶瓷布线基板，焊球多为高熔点90Pb10Sn，焊球和封装体的连接使用低温共晶焊料63Sn37Pb，金属盖板用密封焊料焊接在基板上[7]。

图1 PBGA 和 CBGA 封装截面结构示意Fig.1 Cross section structure of PBGA & CBGA packaging

目前宇航产品中常用BGA封装器件的焊球直径多为 0.89、0.76、0.60、0.50、0.40 mm，但已经出现焊球直径仅为0.30 mm的BGA封装器件。表1是典型宇航用BGA器件的封装结构。

对于不同节距的BGA，焊膏体积也会对器件可靠性产生影响，具体可参见IBM对于不同节距CBGA的焊膏体积的要求，即：对于1.27 mm节距的BGA，最小焊膏体积为 0.087 mm3，最大为 0.16 mm3，最小印刷高度为 0.018 mm，最佳焊膏体积为0.10～0.12 mm3；对于 1.0 mm 节距的 BGA，最小焊膏体积为 0.038 mm3，最大为 0.07 mm3，最小印刷高度为 0.018 mm，最佳焊膏体积为 0.05～0.07 mm3[8]。

表1 典型宇航用 BGA 器件的封装结构Table 1 Typical packaging structure of BGA component for aerospace applications

对于CBGA，因高铅焊球不熔化，需考虑适当放大焊盘尺寸；而PBGA不需要放大焊盘尺寸，但是需要注意控制焊球的塌缩量。焊球间距与PCB和电装可靠性相关：间距过小，会导致过孔孔径减小，板厚/孔径比增加，继而降低过孔的热可靠性。当过孔的孔壁间距小于0.50 mm时，需要关注导电阳极丝（CAF）问题；同时BGA底部不容易清洗干净，助焊剂易残留，需要关注表面绝缘电阻（SIR）问题。国外宇航一般限定焊球的最小中心间距为1 mm，焊球间距0.8 mm是狗骨棒设计的极限，否则应改用盘中孔的设计。对于焊球直径小于0.4 mm的，需要关注焊点的尺寸效应。

1.2 BGA 封装常见失效类型

1.2.1 组装工艺引起的失效

组装工艺对于装联体的组装质量及早期可靠性有很大的影响，其中印刷、贴片、焊接及返修工艺等过程中参数的设置对于组装质量至关重要。回流曲线设置不合理、焊盘微孔、锡膏受潮等均可能导致焊球空洞；焊膏使用过多容易产生桥连等焊接缺陷，使用过少又容易产生开路或者虚焊等焊接缺陷。

1.2.2 组装工艺引起的失效

由于PBGA和CBGA器件之间材料结构的差异，可靠性问题也不一样。CBGA器件主要考虑陶瓷芯片与树脂基板之间存在着较大热膨胀系数的差异（前者一般为 6×10-6℃-1，后者为 2×10-5℃-1），在温度循环变化时焊点会歪斜变形；PBGA器件主要考虑由于吸潮导致的爆米花效应[9]，以及器件内部硅芯片与塑料封装之间的热膨胀系数差异。

焊点的结构参数对焊点的可靠性有着重要影响。其中，器件的尺寸取决于I/O引脚数量和间距，通常宇航用CBGA器件的尺寸限制在20 mm×20 mm以下，且对于0.65 mm间距以下的BGA不建议宇航应用。器件引脚与焊盘之间的焊料缺口会引起器件/基板焊点位移，对于给定的器件/基板焊点位移；焊点高度决定了应力级别——焊柱越高焊点应力越小，焊点可靠性越高；同时，焊点区域面积决定了器件/基板焊点位移的应力级别——焊点区域越大应力越小，焊点可靠性越高，然而焊点可增加范围受限。试验表明，焊点形状、焊料成分、焊料量都会影响焊点可靠性，对于无铅焊球的PBGA建议进行有铅混合安装或者重新植球。

1.2.3 环境应力引起的失效

BGA封装器件整个寿命周期的工作环境，包括生产制造过程、环境应力筛选过程、运输过程、存储过程以及最终使用过程，都会对器件的装联可靠性有一定影响，其中热应力和机械应力的影响最为关键。研究表明，在影响焊点可靠性的环境应力中，热疲劳应力占55%[10]。BGA焊点承受的主要热应力一方面来自电子产品使用过程中的功率循环，另一方面来自服役环境的温度循环。热循环中主要的破坏机制是蠕变/焊点的应力释放增强疲劳。

在温度循环过程中，BGA焊点有以下特征[11]：1）周期性内应力促使焊点内部萌生裂纹并生长，使焊点歪斜变形，边角焊点的变形更严重；2）加速老化过程使器件外围链路优先发生断路失效，随着循环周期的增加，内侧链路依次断路失效；3）CBGA器件表贴工艺过程产生的残余内应力会促使焊点界面萌生裂纹，陶瓷一侧焊料与焊球界面和焊点与焊盘界面处首先发生开裂，裂纹沿界面向焊点内部扩展，两侧裂纹接触后导致焊点开裂失效。

机械应力包括机械振动和机械冲击，当电子设备处于严酷的振动、冲击环境中时，其稳定性和可靠性将受到很大的影响[12]。宇航用BGA器件在整个寿命周期内都可能会承受各种振动和冲击，故应引起重视。

振动对于BGA焊点的影响有以下特征[13]：1）振动裂纹大多产生于焊球边缘靠近芯片一侧，且平行于芯片，随着循环次数的增加，裂纹逐渐沿着焊球径向向中心扩展，从两侧焊球扩展到中间焊球，BGA阵列呈现盆状振动失效形态；2）振动失效的焊点分布在器件的某一拐角处，一般不会4个拐角同时存在故障点，故障区域一定是焊点应力最大的部位；3）焊点裂纹从焊料与焊盘结合处开始贯穿整个焊点，也有部分裂纹深入到焊盘内。

2 可靠性评价方法初探

本文拟采用基于失效物理的可靠性评价方法[14-15]进行分析研究。

宇航用BGA器件装联可靠性评价思路如图2所示，可分为3个步骤4个模块。

第1步，典型失效机理和模式的分析总结。一方面分析BGA器件结构工艺材料特点及不同装联工艺原理，另一方面分析装联类失效案例，总结归纳出器件的典型失效模式和失效机理。

第2步，针对失效模式、机理与现有检测手段，综合考虑寿命预估、典型环境应力条件和不同型号任务需求，制定装联工艺可靠性评价试验方案（包含装联质量检测方案）并实施；同时选取疲劳寿命模型并进行建模及仿真，输入相应的工作应力和试验应力，得到应力-应变分布；再基于该结果，依据一定的失效物理模型，得到工作寿命和试验寿命的预估结果。

第3步，基于国内外现有标准判据制定依据，综合归纳不同型号工作应力区别、试验和寿命预估结果，在考虑可靠性冗余和应力加速的基础上，归纳可靠性分级评价的量化准则，并据此得到可靠性评价结果。

图2 宇航用 BGA 器件装联可靠性评价思路Fig.2 The method for reliability evaluation of BGA assembly for aerospace applications

2.1 失效机理与模式归纳总结

通过全面梳理宇航用BGA器件的类别和应用需求，获取具有典型性的器件特性，包含器件外形尺寸、质量、引脚节距及引脚尺寸等，同时调研印制基板和装联条件等装联相关因素，包括工艺条件、环境负载和产品材料；并通过分析来自生产厂、用户单位和质保单位积累的装联失效案例，归纳出典型失效模式以及失效机理。

2.2 分级试验及有限元仿真方案制定及实施

在确定典型失效机理与模式后，采用试验测试分析和数值模拟仿真相结合的方法进行BGA器件装联可靠性评价。这两部分工作可并行开展、相互参考、不断迭代，其中试验中相关参数的设定需参考寿命预估的结果，而有限元仿真过程也需参考试验的应力量级等。

2.2.1 可靠性评价分级试验

对BGA器件制定并实施可靠性验证试验的前提是保证装联质量，避免出现各种装联缺陷最终导致装联体发生早期失效等问题。根据BGA器件的典型失效模式及机理，结合可行的试验后检测手段，针对常见缺陷和焊点组织结构提出对应的检测方法，剔除存在明显质量隐患的装联产品。针对装联质量的检验主要采取外观检查、X射线检查和电性能测试等方法。

宇航用BGA器件需考虑的典型应力类型有热应力和机械应力。结合不同型号的工作条件，包括工作时长、应力量级范围等，采取温度循环和振动试验等对BGA器件装联可靠性进行评价。温度循环试验剖面采用ESCC-Q-70-08a标准[16]中描述的热循环剖面，温度变化范围为-55～100 ℃（环境温度），温度变化速率不超过10 ℃/min，极限温度保持15 min，每个循环1 h；正弦振动试验和随机振动的试验条件根据《Q/W-1263A航天器电子电气产品表面安装技术要求》规定执行。试验后，对BGA器件装联后的分析检测手段包括金相剖切、染色、扫描电子显微镜、能谱仪分析和过程监测等。

2.2.2 疲劳寿命预估

在选定几种典型的装联规格后，在有限元分析软件中建立相应的物理模型，然后将工作应力和试验应力分别作为输入，设定材料参数并设置边界条件开展仿真，计算出装联结构中的应力-应变分布；然后将仿真得到的应力-应变幅结果作为输入，利用失效物理预估模型预计试验应力与工作应力下的器件寿命；通过寿命预测模型，可以利用有限元法模拟的结果预测出封装组件的寿命[17]。

依照不同的破坏信息，可将寿命预测模型分为以应力为基础、以塑性变形为基础、以蠕变变形为基础、以能量为基础及以断裂参量为基础5类。以应力为基础的寿命预测模型极不常见；以塑性变形为基础的寿命预测模型主要着重于与时间无关的塑性效应；以蠕变变形为基础的寿命预测模型则是考虑与时间相关的效应；以能量为基础的寿命预测模型为较新的模型，其考虑到应力与应变的迟滞能量；以断裂参量为基础的寿命预测模型是以断裂力学为基础，计算裂纹的扩展，累积其过程所造成的破坏效应。

本文寿命预估的主要依据是Coffin-Manson的疲劳失效物理模型及其修正模型[18]，基本的模型形式为

式中：Δεp/2 为循环塑性应变范围；εf′为疲劳延性系数，通常为经验常数；N为热疲劳失效的平均寿命；c为疲劳延性指数。

输入仿真得到的应变幅，通过查阅手册得到疲劳延性系数和疲劳延性指数，即可得到寿命预测值N，即失效前的平均温度循环周期数，再乘以每个温度循环的时间得到失效前的累计工作时间[19-20]。

通过仿真结果可知：最高温度越高，焊点疲劳寿命越长；温差增大，疲劳寿命缩短；升降温速率增大，疲劳寿命缩短。在器件其他尺寸不变的条件下，在一定范围内随着焊点高度的增加，焊点的疲劳寿命有所延长；在焊点高度一定时，随着焊点直径的增加，焊点热疲劳寿命先延长而后缩短，可见焊点的直径有个使焊点热疲劳寿命最长的最优值；随着基板厚度和基板长度的增加，焊点的疲劳寿命缩短。在避免受到力学损伤（焊点应力水平小于10 MPa）的前提下，焊点热疲劳寿命主要取决于在轨工作的高温、温差和温度循环次数。

2.3 分级评价标准及量化判据确定

图3给出了确定分级量化判据的研究思路：首先，基于国内外现有标准，归纳出常用失效判据制定参考依据；然后，基于可靠性考核试验和寿命预计结果，结合不同宇航型号应用环境的特点及区别（如长寿命/短寿命、高轨道/低轨道、发射时运载的机械应力量级、焊点耐受温度范围）等，在考虑可靠性冗余和应力加速的情况下给出分级量化评价的判据。

图3 分级量化判据研究确定思路Fig.3 The method for defining quantitative criterion

3 结束语

本文给出了一种宇航用BGA器件装联可靠性评价的方法，即通过梳理总结宇航用BGA器件装联相关的失效模式与机理，指导BGA分级实验方案的制定实施与BGA器件疲劳寿命预估；最后根据寿命预估结果与试验结果，结合国内外现有标准判据设定依据及不同型号的应力特点，在留有可靠性冗余的基础上，得出量化判据，实现对宇航用BGA器件装联工艺科学量化评价。该方法可为以后BGA器件及其他宇航用元器件的装联可靠性评价提供思路，为宇航用元器件的可靠性保障提供参考。