工程预测焊点疲劳寿命

工程预测焊点疲劳寿命介绍了一种预测焊点疲劳寿命的工程计算方法及其软件系统。

这一方法用有限元中的刚性梁单元模拟焊核，用壳单元模拟连接板，求取通过梁单元传递的力和力矩；根据这些力和力矩计算焊核附近连接板和焊核周围的“结构应力”；然后通过一组以结构应力为控制参数的焊点S—N曲线估计焊点的疲劳损伤。

描述了软件系统的框架和特点，用两个简单的例子说明这一方法的应用。

结果表明，分析结果与试验结果相比有一定的保守性。

在汽车工业中，点焊被广泛地用于零部件和结构的制造。

点焊构件的耐久性主要取决于焊点的疲劳强度。

在一条生产自动线上装备一个焊点的点焊机械装置可能需要30万美元，为了补救某一问题而必须在生产时再增加一个点焊装置，其费用可能不止2倍。

如果我们能在设计的早期预测焊点的疲劳寿命，那么显然这些费用可以降到最低点。

更有意义的是，它也有助于缩短产品的开发周期，提高产品的质量。

Smith和Cooper用断裂力学方法研究过受剪切载荷焊点的疲劳寿命预测问题。

他们指出：“一个焊点也许可以被认为是一个外表面有一环向深裂纹的实心圆棒，当这一圆棒受一个Ⅰ—Ⅱ复合型载荷时，它会在最大的局部Ⅰ型方向产生分叉裂纹并扩展”。

他们说明了根据计算的裂纹扩展速率可以较好地预测焊点的疲劳寿命，并用他们的计算结果作出一些简单的设计曲线。

Smith和Cooper所建议的方法基于对简单受剪搭接接头的有限元模拟，这种方法需要进一步的发展才能用于其它不同的焊点型式，处理变幅异相复杂载荷。

发展的结果可能是一个简单的专门针对焊点的规范，按照英国标准BS7608的方法，给出适用于不同点焊类型的载荷—寿命曲线族。

事实上，关联不同加载条件下焊点的疲劳强度，载荷是一个相当糟糕的参量。

Raji和Sheppard提到，不同型式受不同载荷的焊点，它的疲劳耐久性能够通过分析板内焊点周边的局部应力得到更好的理解，这一局部应力指的是焊点附近的结构应力。

Rupp等人描述了如何计算这些结构应力。

浅议焊接结构疲劳寿命预测及抗疲劳措施作者：王玉华缪卓君来源：《甘肃科技纵横》2022年第02期摘要：基于焊接结构疲劳破坏分析，从焊接接头形式与应力集中、焊接热影响区金属性能的变化及应力特征、焊接缺陷与环境介质等角度分析了焊接结构疲劳断裂的影响因素。

结合已有的研究，从疲劳裂纹萌生机理与疲劳断裂过程的主要阶段分析了焊接结构疲劳失效的机理与过程，焊接结构疲劳失效的主要阶段包括初始疲劳裂纹在应力集中初的萌生、疲劳裂纹的亚临界或稳定扩展、疲劳裂纹的失稳扩展直至结构断裂三个阶段。

基于断裂力学理论，介绍了焊接结构疲劳寿命评估方法，并从抗疲劳设计、控制焊接过程中产生的残余应力、焊接位置或母材的表面处理等角度介绍了常见的焊接结构抗疲劳措施。

本研究对于焊接结构疲劳寿命研究及抗疲劳设计，具有一定的参考与借鉴意义。

关键词：结构工程；焊接；疲劳寿命；抗疲劳措施中图分类号：TU391文献标志码：A0引言在现代钢结构的应用与连接中，焊接连接方式是最主要的连接方式之一[1，3]，其具有构造简单、加工便捷、连接性能优异、用料节省、适合工业化生产等诸多优点，故被广泛应用于房建结构、航空航天、海洋平台等领域[2～5]。

然而，绝大多数的焊接结构都在交变应力作用下工作，长期的循环交变应力作用会导致结构出现疲劳破坏[1，2，5]，加之焊接结构本身的特点，焊缝区与母材由于加工过程及本身的力学特点，在焊接接头位置出现二者的力学性能不匹配，疲劳作用下极易在接头位置产生裂纹及其他缺陷，极大地降低了焊接结构的抗疲劳性能及服役性能[3，5，6]。

大量统计表明，金属结构由于疲劳导致的失效，占总失效形式的70%以上。

钢结构在发生疲劳破坏之前，并不会出现明显的塑性变形，是一种突然发生断裂的破坏形式[5～9]，一般的疲劳破坏断面成断口平直的形式，因此，疲劳破坏是一种反复应力或荷载作用下的脆性破坏形式。

焊接构件在加工过程中，会出现不同程度的焊渣侵入焊縫趾部、焊缝内存在气孔、焊接出现欠焊等现象，导致焊接结构焊缝存在咬边、未焊透等焊接缺陷及施工误差，加之焊接结构由于其自身会在整体几何形状不连续处引入焊接连接方式，进一步导致焊缝部位在荷载作用下出现严重的应力集中现象[7～13]。

焊点可靠性之焊点寿命预测— 1 —焊点可靠性之焊点寿命预测在产品设计阶段对SMT 焊点的可能服役期限进行预测，是各大电子产品公司为保证电子整机的可靠性所必须进行的工作，为此提出了多种焊点寿命预测模型。

(1) 基于Manson-Coffin 方程的寿命预测模型M-C 方程是用于预测金属材料低周疲劳失效寿命的经典经验方程[9]。

其基本形式如下：C N p f =ε?β(1-1)式中 N f —失效循环数；εp —循环塑性应变范围；β, C —经验常数。

IBM 的Norris 和Landzberg 最早提出了用于软钎焊焊点热疲劳寿命预测的M-C 方程修正形式[2]：)/exp()(max /1kT Q Cf N n p m f -ε?= (1-2)式中 C, m, n —材料常数；Q —激活能；f —循环频率；k — Boltzmann 常数；T max —温度循环的最高温度。

Bell 实验室的Engelmaier 针对LCCC 封装SMT 焊点的热疲劳寿命预测对M-C 方程进行了修正[10]：c f f N /1'221???? ??εγ?= (1-3))1ln(1074.1106442.024f T c s +?+?--=-- (1-4)式中?γ —循环剪切应变范围；f 'ε—疲劳韧性系数，2f 'ε=0.65；c —疲劳韧性指数；T s —温度循环的平均温度。

采用M-C 型疲劳寿命预测方程，关键在于循环塑性应变范围的确定。

主要有两种方法：一种是解析法[10,11]，通过对焊点结构的力学解析分析计算出焊点在热循环过程中承受的循环应变范围，如Engelmaier 给出[10]：—— 2 40010)]()([2-?-α--α=γ?T T T T h Ls s c c (1-5)式中 L — LCCC 器件边长；h —焊点高度；αc , αs —分别为陶瓷芯片载体和树脂基板的热膨胀系数；T c , T s —分别为陶瓷芯片载体和树脂基板的温度；T 0 — power-off 时的稳态温度。

第38卷第10期焊接学报8938 N o. 10 2 0 17年 10 月TRANSACTIONS OF THE CHINAWELDINGINSTITUTION O ctober 2017极限温度下CBGA焊点热冲击疲劳寿命预测田茹玉\王晨曦\田艳红\赵利有2(1.哈尔滨工业大学先进焊接与连接国家重点实验室，哈尔滨150001;2.上海航空航天技术研究院，上海201109)摘要：深空探测的环境多为极低温大温变环境，研究电子器件在此极限条件下的可靠性具有重要意义.采用多 线性等向强化（M I SO)本构模型描述S n63Pb37 P S n96. 5Ag3.0C u0. 5 (SAC305)焊料的力学本构行为，分析陶瓷球 栅阵列（ce ramic b all g rid array，CBGA)焊点阵列在极限温度（-180 ~+150 j)热冲击载荷下的应力应变分布情 况，最后根据基于能量的D a r e u x疲劳模型预测CBGA焊点的热冲击疲劳寿命.结果表明，局部热失配导致应力最 大点出现在边角焊点陶瓷载体一侧的焊盘与钎料界面，极限温度热冲击载荷下焊点的疲劳寿命远低于标准温度循 环载荷下的疲劳寿命.关键词：陶瓷球栅阵列；极限温度；热冲击；疲劳寿命；有限元中图分类号：TG405 文献标识码：A doi：10.12073/j.hixb.201512080050序 言航天技术水平是国家综合实力的重要体现，月球、火星等深空探测是近年来全球航天技术的热点 领域.电子设备是深空探测器的重要组成部分.焊 点在电子系统中起着机械支撑、电气连接和信号通 道的作用.大量研究和应用实例表明，互连焊点是 电子系统中最脆弱的部位，电子系统的失效多由互 连焊点的失效引起，其中，温度因可以改变焊点内应 力和微观组织，是焊点失效最重要的影响因素之一.深空探测环境多为极低温大温变环境[1]，例如 月球（-180 S+150 j)，火星（-140 ~+20j)，木卫二（-188 143 °C)等.为保证电子产品在极端环境中的可靠运行，目前一般都采用热保护方 式来维持电子器件的环境温度.但是一些舱外设备，如太阳翼上电池片互连焊点，由于难以采用热控 措施，将直接暴露在极端温度环境下.极低温、大温 变的工作环境中，电子产品封装材料之间的热膨胀 系数不匹配，将在焊点内部产生热应力，从而导致焊 点中裂纹的萌生和扩展，最终失效.因此，有必要对 典型器件焊点在极低温、大温变条件下的可靠性进 行研究.目前对于电子器件可靠性的研究主要集中在 -40 ~+125j，-55 ~+125j及 0 ~+150j等 标准温度范围之内[2-3].从2000年开始，N A S A以收稿日期：2015 -12-08基金项目：上海航天科技创新基金资助项目（SAST201465)及欧盟宇航局等机构与一些高校以及研究所采用的 加速寿命试验的方法就-185 ~+125 j极低温大 温变环境下B G A，QFP，C G A等典型器件焊点可靠性 开展了一系列研究工作[4_5].Ramesh a m等人[4]研 究了 CCGA717 器件 Sn63Pb37 焊点在-185 ~+12 j极限温度热循环条件下的可靠性，发现经历664 周循环时，63.2%的菊花链发生失效.采用试验手段 研究焊点可靠性需要耗费大量的人力物力，而数值模 拟能有效分析焊点的应力应变，短时间内预测电子器 件的寿命，被广泛应用于焊点热疲劳行为的研究.文中借助有限元分析软件，通过采用多线性等 向强化(MISO)本构模型描述焊点的力学本构行为，研究典型C B G A焊点在极限温度（-180 ~+150 j)热冲击条件下的应力应变分布，并基于Darveaux 能量模型预测焊点的疲劳寿命.1有限元模型的建立!1C B G A有限元模型及网格划分选用T opline公司标准封装尺寸的16 X16封装 阵列的C B G A作为模拟对象.为了忽略器件本身内 部结构对文中计算结果的影响，将器件模型简化为 陶瓷载体、焊球阵列、铜焊盘以及P C B基板五层结 构.器件结构尺寸见表1.为简化问题的求解，在建 立C B G A模型时做出以下假设：（1)整个结构中除 了钎料定义为多线性等向强化材料，其它材料均设 定为线性材料；（2)假定模型各个部分温度始终相 同，忽略热传导和热对流所带来的影响；（3)焊球为94焊接学报第38卷顶球体，焊接界面接触良好，焊点致密，无空穴、气 孔等缺陷.表1 CBGA 器件结构尺寸Table 1 Geometry of CBGAmodel类尺寸3/m m类尺寸3/m m焊盘上侧厚度0.05焊盘下侧厚度0.05上焊盘直径0.60下焊盘直径0.60焊球间距 1.27球径0.75A 6M 基板厚度1.80A 6M陶瓷外形尺寸21 X 21P C B 基板厚度2.00P C B 基板外形尺寸55 x 55文中重点研究焊点的应力应变行为与疲劳寿 命，故划分 时焊点的 划分较细.在热冲击过程中由同的系数，导致边角处的热应力最大，最失效[2].此边角处三个焊点的 划分最细，其余分 .模型具有结构和约束的对称性，为节省计算时间，采用1/8对 称模型.网格划分后的模型如图1所示.图1 CBGA 封装模型的网格划分Fig . 1 FEM model of CBGA package19温度加载与材料参数选择为了研究极 、大 条件下器件焊点的可靠性，将模型的热冲设定为-180〜+ 150j， 时为5t ，中峰值内各保900 S，为 1 810 t 热冲图2所示.图2热冲击温度曲线Fig . 2 Temperature curve of thermal shock 文中主要研究-180〜+ 150 j 热冲击下焊点 的可靠性，目有适用此低温的Anand参数.MIS 0模型使用化的应力-应 ，用多线性来表示Von M is e T ，适用于大应变分析.因此，采用MIS 0. 模型描述钎的力学行为，适用基的相关塑性.模拟过程中输入的应力应 用拉伸试验得到的结果(图3).模型中各相关材料的参数如表2所示[6].图3不同温度下钎料拉伸应力-应变曲线Fig . 3 Tensile stress - strain curves of solders at different temperatures采用A N S Y S 有限 件，利用MIS 0模焊点疲劳寿命.锡基钎料的单元类型为S 9d 185,型，分析极限冲击下焊点的应力应变行为，分用S 9d45.第10期田茹玉，等：极限温度下CBGA焊点热冲击疲劳寿命预测95表2模型中材料性能参数Table2 Properties of materials in FEM model材料弹性模量.M P a热膨胀系数$/(10-6K-1)泊松比MSn63P b3775 842 -152T( K)24.50.35 S A C30586748-176T( K)250.35铜焊盘128 93213.8+9.4x10-3T0.34陶瓷82 00070.26PC B 27 924-37T(A B)12 204-16 T(Z)16 (XY)84 (Z)0. 11(X Y)0. 39 ( YZ&XZ)2计算结果与分析29C B G A关键焊点位置图4和图5为-180〜+150°C热冲击载荷下，第九冲击中S n63P b37焊点的应力和应图.可以，B G A器件中应力、应最大的位置均距离器件中心最远（角"的焊点上，S A C305焊点的应力及应有类似结果，这是由于此失最严重.可见在热冲击条件下，边角最外侧焊点处最易由于应力应大而萌生裂纹，导致器件失效，是C B G A焊点阵列的关键焊点（最危险焊点）•图4 -180 X保温后Sn63Pb37焊点应力分布Fig.4 Stress distribution of Sn63Pb37 solder joints after dwelling at -180 X图5 +150 X保温后Sn63Pb37焊点应变分布Fig.5 Strain distribution of Sn63Pb37 solder roints after dwelling at +150 X 29C B G A关键焊点应力结果分析最大应力应在边角最外侧焊点，所以选取关键焊点进行应力分析.图6为第冲击过程中关键焊点的应力云图，极限（+ 150C"开始和极限（-180C"保温开始最大应力在S n63P b37焊t 面的左上角，即陶瓷载体一侧焊盘与界面，S A C305关键焊点的应力分布基本相同.研究表明，热循下速，允系统达到均匀，失由整体热失成，因此循环下C B-G A器件焊点的失一般基板一侧焊盘与界面;热冲的速，失由局失成的，失在陶瓷载体一侧焊盘与界面上[&].图6第十个温度冲击中边角焊点应力分布Fig.6 Stress distribution of the corner during the 10th temperature shock取S n63P b37和S A C305焊点应力最大节点，即 105节点进行应力分析，应力冲击的变化如图7所示.发现无论是S n63P b37还是S A C305,应力冲性变化.极限保温，应力$降，焊点内部应力急增大，升时，相.：由降低，与铜焊盘的系数失增大，钎96焊接学报第38卷的弹性模量 大，温度降至极限-180°C V应力值最高，Sn63Pb37焊点的最大应力值为142 MPa，SAC305 达到 166 MPa.Sn63Pb37 和 SAC305 焊点分别在经过第六和第 ，应力趋 .此夕卜，对比两条应力 ，SAC305焊点的应力略 同条件下Sn63Pb37焊点的应力值，这是由 SAC305 的性模量Sn63Pb37 ，而两者的 系数相 大，故近似的应变产生的应力也更高.由分析可 冲 下最大应力 角最外侧焊点的上侧焊盘与 交界处，因此焊点的最 点，可用于焊点寿命 .图7 CBGA器件焊点105号节点的应力曲线Fig.7 Stress curves of105th node in CBGA package2.3寿命预测结果分析采用基于能量的Darveaux模型计算焊点在每循 的裂纹萌生和裂纹扩展率，在此基上 焊点的疲劳寿命.Darveaux模型中关于裂纹产生和裂纹扩展的 式[8]为1=X (A?ae)X2(1)d adN=X3(A?ae)X4(2)1 :a=0+d a/d1(3)N%'A?A?ae= ：11(4)式中(1为焊点中裂纹萌生时经历的周期数;1为焊 点的 疲劳失效寿命，即失效率为63. 2%时经历的数;#为断裂 ，在里取焊球和铜焊盘的连接直径;d#/d1为裂纹扩展速率;表示体积为R的第： 的塑性应 ；A?ae为两循环的累计 性应 ；X，X，X和X为裂纹扩展常数.分别提取Sn63Pb37和SAC305最边角焊点的 A?a V e，Darveaux寿命预测公式，可分别得到Sn63Pb37 和 SAC305 焊点在-180 〜+ 150 C热冲击下的疲劳寿命预测结果，见表3.表3焊点疲劳寿命预测结果Table3 Fatigue life of solder joints裂纹萌生时的循环数特征疲劳失效寿命焊占1(周）1(周）S n63P b37 77 207S A C305 163 373从表3中可以看出，SAC305焊点裂纹萌生时的 循 次和 疲劳寿命都略 同条件下的Sn63Pb37焊点，说明SAC305器件焊点相比Sn63Pb37焊点具有更高的可靠性；文[9]显示C B G A在-55〜125 C循环下的疲劳寿命在1 142〜2 320周次之间，极限 冲击下焊点的疲劳寿命远 此，由速的 冲击导致焊点发生 形，内应力大量 ，不太可生蠕变，而极限 冲击的大范 化导致黏塑性功增大[10]，此焊点的疲劳寿命大幅度降.3结论(1)极限温度（-180〜+150 C"热冲击载荷 下，C B G A器件关键焊点 角最外侧焊点处;较的速率导致 失配，因此应力最大值 在边角焊点陶瓷载体一侧焊盘与界面.第10期田茹玉，等：极限温度下CBGA焊点热冲击疲劳寿命预测97(2)焊点内部应力随温度载荷呈周期性变化; 温度降低时，热膨胀失配度增大，且钎料低温时弹性模量相对较高，导致焊点应力急剧增大;温度升高时，正好相反;保温阶段，应力水平保持不变.(3)S A C305焊点的应力总是略高于相同温度载荷条件下的S n63P>37焊点.(4)基于D a r v e a u x模型，对C B G A焊点的疲劳寿命进行预测，发现S n63P>37和S A C305两个焊点在_1"0~+150°C热冲击载荷下的特征疲劳寿命分别为207周和373周，远低于-55~125°C温度循环下的疲劳寿命，为评定C B G A焊点在极低温大温变条件下的可靠性提供了理论依据.参考文献：& 1'R a h i m M K，S u h lin g J C , Jaeger R C , et al.R e lia b ility o f f lipc h ip assem blies subjected to extreme lo w te m p e ra tu re s&C] )T h eT e n th In te rs o c ie ty C onference on T h e rm a l and T h e rm o m e ch a n ica lP henom ena in E le c tro n ic s S ystem s，I E E E，2006：1379 -1389.[2]韦何耕，黄春跃，梁颖，等.热循环加载条件下P B G A叠层无铅焊点可靠性分析[J].焊接学报，2013, 34(10":91 -94.W e i H e g e n g，H u a n g C h u n y u e，L ia n g Y in g，et al.R e lia b ility a­nalysis o f p la s tic b a ll g rid a rra y d o u ble -bu m p lead - 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点焊结构疲劳寿命预测的新方法研究李薇;王悦东【摘要】对基于力的LBF方法,主S-N曲线法,以及主S-N曲线法与LBF法相结合的方法进行研究,评估各种点焊疲劳评估方法的优缺点.针对同种材料及几何形状的剥离试件进行有限元建模,基于3种方法对点焊结构进行疲劳分析,预测点焊结构疲劳寿命,并与试验结果进行对比分析.分析结果表明,主S-N曲线法与LBF法相结合的疲劳分析方法具有兼顾建模效率和计算精度的优点,可以广泛用于车体部件点焊疲劳寿命的预测.【期刊名称】《农业装备与车辆工程》【年(卷),期】2019(057)003【总页数】4页(P27-30)【关键词】点焊;疲劳寿命;等效结构应力【作者】李薇;王悦东【作者单位】116028辽宁省大连市大连交通大学交通运输工程学院;116028辽宁省大连市大连交通大学交通运输工程学院【正文语种】中文【中图分类】TG4050 引言点焊是一种在车体金属板件连接方式中被广泛应用的工业技术[1]，具有质量小、静强度高、可靠性好、性能稳定和易于实现自动化等优点[2]。

在承载式车身中，点焊结构的强度决定了在车辆运营期间车体结构的整体性能[3]。

一些点焊接头都只承受剪切力，但焊点在一定的载荷条件下也受到显著的剥离力[4]。

点焊的应力状态与几何形状的结合导致应力集中，致使点焊附近出现疲劳裂纹。

疲劳裂纹的存在不仅降低结构性能，还会增加车辆结构噪声和振动，因此对点焊接头的疲劳寿命进行预测在车体结构设计中是非常重要的。

在对点焊结构的进行疲劳寿命预测时，基于力的LBF[5]方法模拟焊点时采用梁单元模拟焊核，通过提取作用在建立于网格节点之间模拟焊核梁单元的力和力矩，然后根据相应的计算公式得出焊接母材上结构应力，最后根据对应的S-N曲线得到疲劳寿命。

由于所提取的力和力矩对网格要求程度较高，导致建模过程中无法准确模拟焊点所在位置，并且梁单元与被连接板材之间是否垂直都会影响所提取的力和力矩的大小，从而导致预测精度偏低。

PCBA焊点可靠性预测一、预测焊点的可靠性焊接点的疲劳寿命预测对电子封装的可靠性评估是关键的。

在微电子工业中预测失效循环次数的标准方法是基于使用通过试验得出的经验关系式。

如果使用一个分析方法，通过都是使用诸如Coffin-Manson(C-M)这样的经验曲线。

通常，使用接合元件之间的CTE差别，计算出焊接点内最大的预测弹性与塑性应力。

大多数时间，使用塑性应变值，是用C-M曲线来预测焊接点的疲劳寿命。

通过研究者已经显示，这个方法对BGA封装所产生的结果是保守的。

例如，Zhao et al.已经从冶金学上证明，C-M方法不能用于微结构进化的材料，如锡铅焊锡合金1,2。

其理由是C-M方法没有考虑在疲劳期间材料特性的任何变化。

C-M方法假设，在每一个热循环中所经历的塑性应变在整个热循环过程中是保持不变的。

事实上，焊接点所经历的实际塑性应变在每个循环都由于微结构变粗糙而减少。

因此，C-M方法大大地低估了焊接点的疲劳寿命。

在本研究中使用一个损伤进化函数来量化焊接点的退化。

损伤进化函数是基于热力学的第二定律，并使用熵作为损伤度量。

Basaran 和Yan已经证明，作为一个系统失调度量的熵可用作固体力学的损伤度量标准3。

损伤进化结合到一个统一的粘塑结构模型中(在下面描述)，用来描述在热机负载下焊接点的循环疲劳特性。

二、构造模型试验结果显示，相对于懦变或粘塑应变，塑性应变对低循环疲劳寿命的影响是可能忽略的。

依赖时间的懦变形支配着焊接点的低循环疲劳寿命1,2。

这是因为共晶与近共晶焊锡合金一般预计由于其低熔点(183°C)在高同系温度下工作。

在高同系温度下，材料经历很大的懦性变形。

因此一个热粘塑结构模型对于建立焊接性能模型是必要的。

为了建立近共晶焊锡的第一、第二和第三懦变阶段模型，需要懦变率函数。

在高同系温度下的大多数金属与合金的稳定状态塑性变形的动力学可用Dorn懦变方程来描述4。

Kashyap与Murty已经从实验上证明，颗粒大小可以重大影响锡铅焊锡合金的懦变特性5。