BGA热疲劳仿真报告

第1篇一、实验目的本实验旨在通过仿真软件对某电子设备进行热分析，了解设备在正常工作状态下的温度分布，分析设备的散热性能，为设备的结构优化和热设计提供理论依据。

二、实验背景随着电子技术的不断发展，电子设备的功能和复杂程度不断提高，集成度也越来越高。

然而，电子设备单位体积的功耗不断增大，导致设备温度迅速上升，从而引起设备故障。

因此，对电子设备进行热分析，优化散热设计，对于提高设备的可靠性和使用寿命具有重要意义。

三、实验方法1. 选择仿真软件：本实验选用Ansys Fluent软件进行热分析。

2. 建立模型：根据实际设备结构，在CAD软件中建立三维模型，并将其导入Ansys Fluent中进行网格划分。

3. 定义材料属性：设置模型的材料属性，包括热导率、比热容、密度等。

4. 设置边界条件：根据设备的工作环境，设置边界条件，如环境温度、热流密度等。

5. 定义求解器：选择适当的求解器，如稳态热传导、瞬态热传导等。

6. 运行仿真：启动仿真计算，获取设备在正常工作状态下的温度分布。

7. 分析结果：对仿真结果进行分析，评估设备的散热性能。

四、实验结果与分析1. 温度分布通过仿真计算，得到设备在正常工作状态下的温度分布如图1所示。

由图可知，设备的热量主要集中在散热器附近，温度最高点约为80℃，远低于设备的最高工作温度。

2. 散热性能从仿真结果可以看出，设备散热性能良好，主要表现在以下几个方面：（1）温度分布均匀：设备内部温度分布较为均匀，没有出现明显的热点区域。

（2）散热器效果显著：散热器可以有效降低设备温度，提高设备散热性能。

（3）环境温度影响较小：在环境温度较高的情况下，设备温度升高幅度较小。

3. 优化建议根据仿真结果，提出以下优化建议：（1）优化散热器设计：考虑采用更大面积的散热器，提高散热效率。

（2）改进结构设计：优化设备内部结构，提高散热通道的流通性。

（3）采用新型散热材料：研究新型散热材料，降低设备的热阻。

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 - free solderjo in t u n d e r th e rm a l c y c le[ J]. T ransactio ns o f th e C h in a W e ld in gIn s titu tio n，2013，34(10)：91 -94.[3]叶焕，薛松柏，张亮，等.C S P器件无铅焊点可靠性的有限元分析[J].焊接学报，2009, 30(11":93 -96.Y e H u a n，X u e S o n g b a i，Z ha ng L ia n g，et a l. F in ite elem e nt a­nalysis on r e lia b ility o f lead - fre e soldered jo in ts fo r C S P d e v ic e[J].Transactio ns o f the C h in a W e ld in g In s titu tio n，2009，30(11)：93-96.[4]R a m e s h a m R. R e lia b ility assessm ent o f ce ram ic c o lu m n g rid array(C C G A717)in te rc o n n e c t packages u n d e r extrem e tem peraturesfo r space a p p lic a tio n s( -185 C to + 125 C) & C]) Proceed­ings o f S P LE—the In te rn a tio n a l S o ciety fo r O p tics and P h o to n ic s，2010, 7592：75920F-1-16.[5]Ram esham R. R e lia b ility o f h ig h I/O h ig h d e n s ity C C G A in te r­conn ect e le c tro n ic packages u n d e r extrem e th e rm a l enviro nm e nts& C]) P roceedings o f S P LE—the In te rn a tio n a l S o ciety fo r O pticsand P h o to n ic s，2012，8250：82500A - 1 -15.[6]田艳红，贺晓斌，杭春进•残余应力对混合组装B G A热循环可靠性影晌[J]•机械工程学报，2014, 50(2)：86-91.T ia n Y a n h o n g，H e X ia o b in，H a n g C h u n jin. Infliae nce o f tlie h y­b rid B G A re s id u a l stress a fte r re flo w on the th e rm a lc y c lin g re lia­b ilit y [ J].Jo u rn a l o f M ec h a n ic a l E n g in e e rin g，2014，50(2)：86-91.[7]G h a ffa ria n R. A cce le ra te d th e rm a l c y c lin g and fa ilu re m echa­nism s fo r B G A and CSP a s e m b lie s & J ].Jo u rn a l o f E le c tro n icP a c k a g in g，2000, 122(4)：335 -340.[8 ] D a rvea ux R. E ffe c t o f s im u la tio n m eth odology on so ld e r jo in tcra ck grow th co rre la tio n and fa tig u e life p re d ic tio n[ J]. 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BGA封装循环弯曲试验与温度循环试验的关系张筌钧【摘要】随着手持式产品在IC封装可靠性的需求增加,业界正在研究可减少时间与成本的可靠性评估方式.就我们所知,温度循环试验(thermal cycle testing)是验证焊点可靠性的重要测试之一,但其验证往往需要很长时间才知道结果.为了缩短验证时间,文章研究机械疲劳性试验取代温度循环试验的可能性.选择四点循环弯曲试验(cyclic bending test)为研究的重点,在JEDEC22-B113规范中的定义,四点循环弯曲试验条件包含频率跟位移来仿真实际的条件.【期刊名称】《电子与封装》【年(卷),期】2010(010)011【总页数】6页(P5-10)【关键词】球栅阵列封装;循环弯曲试验;温度循环试验;Coffin-Manson【作者】张筌钧【作者单位】宜特科技股份有限公司,台湾新竹,30072【正文语种】中文【中图分类】TN305.941 引言一般被应用来评估焊点老化效应的测试方法都使用循环弯曲试验（cyclic bending test）与温度循环试验（thermal cycle test）。

在以往的一些文章研究当中发现这两种失效机构是相似的。

基于这个因素，此文章将以寿命预测的观点去探讨两种试验方法的关系，透过疲劳寿命与应变结果去研究其关联性，并针对试验后所产生的失效模式观察彼此是否相符合。

文章将使用0.5 mm 间距（pitch）TFBGA封装元器件去研究其焊点疲劳期间的应变变异效应，使用表面焊点的疲劳寿命作为研究的重点，透过电子显微镜（Scanning Electron Microscope，SEM）观察分析失效机构的微结构并以聚焦离子束显微镜（Focused Ion Beam，FIB）对金属晶格进行分析。

循环弯曲试验与温度循环试验在不同条件下的疲劳寿命预估，将使用应变寿命预估方法。

此方法将根据Coffin-Manson方程式去预估无铅焊点疲劳寿命，在这两种测验方法的应变变化大小与疲劳寿命关系曲线上研究他们的相关性。

1.1 电子封装发展过程为了便于晶体管在电路中使用和焊接，要有外壳外接引脚；为了固定半导体芯片，要有支撑它的外壳底座；为了防护芯片不受大气环境污染，也为了使其坚固耐用，就必须有把芯片密封起来的外壳等，这样产生了微电子封装技术。

概括起来，微电子封装技术经历了以下几个发展阶段：第一阶段：20世纪60、70年代，IC芯片的制造还处于初始阶段，集成度很低，对IC封装没有更多的要求。

此阶段采用了以双列直插(DIP)为主，以单列直插式(SU）与针栅阵列(PGA)为辅的封装。

特点是封装尺寸大，占印刷电路板(PCB)面积大，集成度和频率难以提高。

第二阶段：进入80年代，出现了表面组装技术(SMT)，该技术以回流焊代替波峰焊，进一步提高了PCB成品率，对IC的封装提出了新要求，开发出了塑封有引线芯片载体(PLCC)、四边引出线扁平封装(QFP)的紧凑型封装。

第三阶段：90年代中前期，随着个人计算机的普遍使用，带来了计算机产业质与量上的重大变化，原有的PLCC、QFP、封装上的系统(SOP)已不能满足它的发展要求，从而进一步引入了更小更薄的封装形式：窄间距小外形封装(SSOP)、窄间距四边引出线扁平封装(SQFP)、内引线的球栅阵列(BGA)封装及壳内系统封装(SIP)。

特别是BGA封装形式，使IC引出脚大大增加。

至此，多年来一直大大滞后于芯片发展的微电子封装，由于BGA的开发成功而终于能够适应芯片发展的步伐。

第四阶段：IT产业的不断繁荣，促进了电子设备向高性能、高集成、高可靠性方向发展，而支持其发展的关键技术就是IC组装技术。

封装技术进入了高速发展期，先进的封装技术和形式不断涌现，如多芯片组件技术(MCM)、芯片尺寸封装技术(CSP)、芯片直接贴装技术（DCA)、晶圆规模集成技术(WSI)等。

其中，CSP主要是由BGA向小型化、薄型化方向发展而形成的一类崭新的封装形式。

1.2 电子封装分级从一个晶体管到几个集成电路板，电子封装技术可以分为以下五级：(1)零级封装。

第39卷　第10期2007年10月哈　尔　滨　工　业　大　学　学　报JOURNAL OF HARB I N I N STI T UTE OF TECHNOLOGYVol 139No 110Oct .2007陶瓷球栅阵列封装热致疲劳寿命分析邵宝东1,2,孙兆伟1,王丽凤2,王直欢1(1.哈尔滨工业大学卫星技术研究所,哈尔滨150080,E 2mail:shbd -1221@sina .com;2.昆明理工大学建筑工程学院工程力学系,云南650093)摘　要:建立改进的整体与局部(gl obal/l ocal )相结合的有限元模型,并用模型对FF1152(1152-Ball Fli p -Chi p Fine -Pitch BG A )中的复合焊点用有限元软件MARC 进行应力应变以及塑性功累积分析,确定了最危险焊点位置;同时根据以上分析结果,采用Darveaux 等人提出的塑性能量累积方程,在循环温度0～100℃的加速失效条件下,预测危险焊点的热疲劳寿命,所得结果与国外相关文献数据相一致.首次利用Nastran 软件的优化功能和手动拟合相结合的方法确定等效焊点的等效参数,与真实焊点的比较结果显示,等效的结果总体误差为3101%,表明改进的三维有限元模型是非常准确而有效的分析模型,并可以用来方便地分析不同类型的S M T 封装.关键词:有限元法;热疲劳;C BG A 封装;复合焊点中图分类号:T N305194文献标识码:A文章编号:0367-6234(2007)10-1625-06Therma l resulted fa ti gue li fe ana lysis of ceram i c ba ll gr i d array packageSHAO Bao 2dong 1,2,S UN Zhao 2wei 1,WANG L i 2feng 2,WANG Zhi 2huan1(1.Research I nstitute of Satellite Technol ogy,Harbin I nstitute of Technol ogy,Heil ongjiang,Harbin 150080,China,E 2mail:shbd -1221@sina .com;2.Depart m ent of EngineeringM echanics,Kun m ingUniversity of Science and Technol ogy,Kun m ing 650093,China )Abstract:A full three -di m ensi onal (3-D )finite ele ment analysis is not possible any more .I n order t o deal with the p r oble m ,a modified gl obal/l ocal finite ele ment model was established .A finite ele ment s oft w are na med MARC was used t o analyze the ther mal strain /stress and accumulated p lastic energy of the comp lex s olders in FF1152(1152-Ball Fli p -Chi p Fine -Pitch BG A ).Thus,the l ocati on of the most critical s older was identified .Then under the accelerated fatigue conditi on of 0℃t o 100℃,a p lastic energy accumulate based fatigue life p redicti on model was used t o p redict the most critical s older ’s ther mal fatigue life .And the result is quite app r oxi m ate t o the foreign data .The op ti m izing functi on of Nastran s oft w are and manual draft j oin was used t o confir m equivalent para meter of equivalent s older .The results which compare with real s older indicate that the err or of equivalent result is 3101%.Theref ore,the validity and correctness of the modified model is de monstrated,and the modified model can be used t o analyze different types of S MT encap sulati on .Key words:finite ele ment method;ther mal fatigue life;CBG A package;comp lex s older收稿日期:2005-09-26.基金项目:国家重点基础研究发展规划资助项目(5131201).作者简介:邵宝东(1971—),男,博士研究生,讲师;孙兆伟(1963—),男,教授,博士生导师. 国内外对航空航天电子设备焊点形态的研究主要都集中在早期的方形扁平封装和后来的单一材料的P BG A 焊点形态的研究上,对于近些年才出现的复合焊点如:由10Sn90Pb 和63Sn37Pb 两种材料构成的陶瓷球栅阵列(C BG A )的焊点形态的研究则相当的少.在研究方法上,主要是通过二维和片式或者不完全的三维有限元方法来研究,显然,这并不能真正模拟真实的焊点,其精度有待于进一步的提高.故本文提出一种改进的整体与局部(gl obal/l ocal )相结合的三维有限元新模型,采用Patran 建模,Marc 求解器求解,研究结构和材料复杂的C BG A 的复合焊点的热疲劳问题.1　基本原理本文采用的是有限元法,在Marc有限元程序中根据增量应变预测得到每个积分点的中间增量步状态.对于每步的第一个循环的预测是基于前一步的应变增量.采用平均法线建立弹塑性响应,计算每步的割线刚度矩阵.如果残余应力或每个增量步结束时的位移满足选择的容差,将不再迭代.在迭代过程中从前一个迭代得到的应变作为估算的应变来进行刚度矩阵的计算,这种迭代过程可防止较差的应变估算影响求解结果.本文研究的SnPb合金材料在热循环作用下,经受复杂的弹塑性变化.描述超出线弹性范围的材料行为的塑性理论由三个重要的概念组成:(a)屈服准则,它确定一个给定的应力状态是在弹性范围内还是发生了塑性流动;(b)流动定律,描述塑性应变张量增量与当前应力状态的关系并以此形成弹塑性本构关系表达式;(c)硬化定律,确定随着变形的发展屈服准则的变化.2　CBG A物理模型211　CBGA复合焊点结构FF1152是X I L I N X公司于2001年制造的,总共包括1152个焊球,重14124g,并且已在国家973项目“微小卫星新机理、新概念研究”中所采用,目前已进入综合调试阶段.其封装形式属于CBG A封装,其复合焊点的热疲劳寿命情况是本文讨论的重点.复合焊点的封装结构是影响焊点的重要因素之一.C BG A封装的结构主要有三层组成,最上面一层为陶瓷材料的衬底层;中间层是复合焊点,由10Sn90Pb和63Sn37Pb两种锡铅合金组成,10Sn90Pb 焊料的熔点为268℃,比63Sn37Pb的183℃的熔点要高,所以在焊接过程中只有63Sn37Pb熔解而10Sn90Pb是没有熔解,它位于焊料层的中间,呈椭圆形.而63Sn37Pb分布在10Sn90Pb焊料的上下两侧,分别经由上下焊盘与陶瓷衬底和最下面一层印刷电路板(Print Circuit Board)连接.印刷电路板的材料是环氧树脂(FR4).212　复合焊点的等效为了尽量简化有限元模型的结构,进一步提高等效焊点的精度,本文采用把上下焊盘,63Sn37Pb焊料和10Sn90Pb焊球等效成一个等体积和等高的实体圆柱体即等效焊点.如图1所示.其中,焊盘的材料为Cu,上下两个焊盘,都为半径为01325mm,高0103mm的圆柱体.两焊盘总共有676个节点和336个实体单元.低熔点焊料63Sn37Pb分别位于焊球10Sn90Pb和上下两个焊盘之间.该焊料在封装过程中融化而成,有其自身的特别的形状.上下两层63Sn37Pb焊料总共由1012个节点和576个实体单元构成.而最中间层是椭圆形的焊球,位于上下两层63Sn37Pb焊料之间.其材料为高熔点的Sn-Pn合金10Sn90Pb.焊球由1523个节点和1440个实体单元组成.因此,焊盘,焊球10Sn90Pb和焊料63Sn37Pb三部分的总共实体单元数为2352个.而等效的圆柱体总共才8个实体单元,显然,从2352个单元等效为8个实体单元,其运算效率将大大提高.图1　1/2焊点模型 为了确定等效弹性模量Ee和等效屈服应力σye,本文首先分别建立单个焊点的真实模型和等效模型,见图2.从图中可以看出两个模型都可以分为三层,类似于真实的CBG A封装结构.而且,这两个模型的上下两层在材料、几何结构以及有限元划分上完全一样,只有中间的焊点不同,真实模型用真实焊点而等效模型的焊点则为等效焊点.其中下层为PCB,而上层则由两部分构成,模型中左侧单元划分较稀的为陶瓷衬底,而左侧剪切力作用点位置则是外加的弹性模量非常大的纯刚体,其主要目的是使作用力均匀力地作用在衬底的侧面上,从而更好地模拟焊点的受力情况. 213　确定等效焊点参数在等效过程中有三个等效焊点参数需要确定:等效半径re,等效弹性模量E e和等效屈服应力σye.其中焊点的等效半径可以由等体积的原则得到.・6261・哈　尔　滨　工　业　大　学　学　报 第39卷　本文确定等效焊点的E e 和σye 的方法并不相同,因为焊点首先产生弹性变形,然后才进入塑性变形范围的,故必须把E e 和σye 分开来求,先求E e ,然后在此基础上再求σye .求解E e 主要采用Nastran 软件的优化功能.对于一个具体的有限元模型,它可以实现包括弹性材料参数在内的很多参数优化,但是这部分内容并没有做到Patran 软件中,必须通过手动填Nastran 中相关的卡片.本文用到的卡片主要有DES VAR,DVMREL1,DRE 2SP1,DRESP2,DE QAT N 和DCONSTR,然后自己编写BDF 文件才能实现.而求解σye 采用的方法是在相同剪切力的作用下,对比真实单个焊点模型和等效焊点模型的位移,再手动调整σye 值,使X 与A 值尽量逼近.在-55℃-150℃的温度范围内等效弹性模量E e 和等效屈服应力σye 的优化结果见表1.表2给出0℃时水平位移的真实和等效结果.图2　求等效参数模型表1　E e 和σye 的优化结果温度/℃等效弹性模量E e /MPa等效屈服应力σye /MPa-5542680321503574028185030966211210025215131015018302618 表2的等效结果表明,虽然等效焊点和真实模型的位移有一定的出入,但是在一定的范围内其拟合的效果是令人满意的.图3显示了在0℃时,等效模型和真实模型的总体等效情况.从图中可以看出,在弹性变形部分,真实曲线和等效曲线基本上重合,而在塑性变形范围内有一定的波动,但其波动的幅度很小,其最大的偏差为016μm,通过计算可得其等效曲线的平均相对误差为3101%.在5%以内,等效数据均能很好地拟合真实数据.显然,该等效焊点完全可以用来代替真实焊点的.表2　真实和等效水平位移F s /N018110115117210212215217真实位移X ×10-3/mm 21673141517871109188121618192515等效位移A ×10-3/mm21653134513061459185131119132419图3　在0℃真实曲线与等效曲线比较214　有限元模型本文有限元模型如图4所示,最危险焊点被真实焊点代替.该有限元模型总共由11718个单元,15883个节点组成.其中PCB 由4222个实体单元组成,衬底则由4000个实体单元构成,而已经含有一个真实焊点模型的焊点阵列包含3496个实体单元.该模型的载荷和约束条件为:热载荷为0℃到100℃的热循环载荷,参考温度为0℃,循环时间200s,并且在芯片中心,PCB 板底面一侧的那个节点的Z 方向的自由度被约束.分析方式为非线性、弹塑性、瞬态分析.图4　整体与局部相结合的三维有限元模型・7261・第10期邵宝东,等:陶瓷球栅阵列封装热致疲劳寿命分析3　计算结果及分析在对模型进行位移分析时,芯片对角线上焊点的位移是本文最关心的.在芯片对角线上的焊点的水平位移分布如图5所示,焊点水平位移基本上呈线性变化,这和文献[1]的报道相符合.由于PC B 的热膨胀系数远远大于陶瓷衬底,所以在焊点和PC B 一侧受到的水平位移明显比在陶瓷衬底处受的位移大,并且在离芯片中心越远的地方两者的错位越大,从图6可以看出,在距离中心点距离达到焊点阵列边缘时,纯剪切变形不再呈线性变化,而是以更快的速度增加.这说明随着芯片尺寸的不断加大,剪切错位越来越大,增加速率也明显加快.图7显示,PC B 和陶瓷衬底在Z 方向的位移基本上相同,只是PC B 侧的位移稍微大一点,并且随着焊点离中心距离的变大,位移增加非常剧烈.但是其错位却没有加大,这说明焊点在Z 方向的位移并不是焊点失效的主要原因.图5　在模型对角线上焊点上下接触面的水平位移图6　模型对角线上焊点的水平位移图7　Z 方向位移 由有限元分析结果可知,在芯片边缘的焊点的塑性应力和应变都相当高,如图8所示,特别是在接近对角线的区域明显比别的区域要高出好几倍.如图9(a )和(b )所示,危险焊点中的危险位置主要在四个地方,即焊点切面的四个角,在这四个位置中最大塑性能量密度和最大塑性变形的位置基本上重合,即在焊点的远离芯片中心一侧靠近陶瓷衬底的地方,如图9(a )中的上侧左右两深色区域,但是这样并不能就断定这就是焊点的最危险位置,下面通过对这四个位置的塑性能量密度来分析确定最终的最危险位置.图10分别表示了在各不同焊点位置的塑性能量密度累积曲线.由图可知,焊点剖面的左上角,右上角,左下角,右下角稳定后的单周循环塑性能量密度增加量分别为0122(N /mm 2),0117(N /mm 2),0107(N /mm 2)和0106(N /mm 2),其中左上角的单周能量密度增量最大,其次是右上角位置,故焊点的左上角是焊点的最危险位置,如图11所示.这符合国外对其它CBG A 封装尺寸的实验结果[1,2],以及吴懿平等[3]的实验结果.并且和文献[4]的研究结果相一致.图8　焊点阵列塑性变形分布图9　最危险焊点剖面塑性能量密度和塑性变形分布・8261・哈　尔　滨　工　业　大　学　学　报 第39卷　图10　四个危险角的塑性能量曲线图11　实验中裂纹萌发位置[5]4　热疲劳寿命预测对焊点热疲劳寿命的预测模型主要有两类:修正的Coffin -Mans on 方程和基于损伤累积的模型.C -M 方程由于非常简单而被广泛的应用,但是该方法对疲劳寿命的估计趋于保守[6].基于能量的方法已经被越来越多的人采用,本文采用基于损伤累积模型中的能量方法对焊点热疲劳寿命进行估计.非弹性能量密度方法[7]将被用来计算CBG A 封装焊点的热疲劳寿命.该模型以一个热循环载荷作用下的非弹性能量密度(ΔW )作为衡量疲劳的一个重要参数.ΔW 是和裂纹的萌发和增长相关的.由于弹性应变能是可以恢复,所以只有塑性和蠕变能量密度被用来估算疲劳寿命.在数学上ΔW =∫cτij d ξp ij +∫cτij ξij d t .式中:τij 为应力分量;d ξpij 为塑性变形增量;ξij 为蠕变比率;c为循环范围从上式可以看出,∫c τijd ξpij 表示一个周期内的塑性变形能量密度,而∫cτijξijd t 表示蠕变变形能量密度.由于本文并不考虑蠕变,故∫cτijξijd t =0,则得ΔW =∫cτij d ξpij.即ΔW 等于塑性能量密度,而塑性能量密度随着热载荷循环不断的累积,并发现每个周期能量密度的增加值为33(p si ).根据Darveaux 在文献[7]中的研究发现N 0=7860ΔW -1100.式中:N 0为裂纹形成前的热循环次数d A /d N =10-9ΔW -1100.式中:d A /dN 为裂纹扩展速率.则热疲劳寿命预测模型为N f =N 0+A 0/d A /d N .(1)式中:A 0为焊盘的截面积由式(1)可计算得焊点在63%失效的疲劳寿命为N 63=1489.该疲劳寿命和文献[2,3]实验结果较接近.5　结　论1)建立了一种改进的整体与局部相结合的三维有限元分析模型.该模型采用1/8对称模型,在0℃到100℃的热循环加速失效条件下,通过对FF1152复合焊点阵列应力应变以及塑性能量功积累分析,确定焊点阵列的最危险焊点位置,以及危险焊点中最危险点的位置在远离中心靠近衬底一侧.・9261・第10期邵宝东,等:陶瓷球栅阵列封装热致疲劳寿命分析2)首次利用Nastran软件的优化功能和手动拟合相结合的方法确定等效焊点的等效参数.与真实焊点的比较结果显示,等效的结果总体误差为3101%.3)根据Darveaux提出的关于Sn-Pb合金焊点的基于能量法的热疲劳寿命分析模型,预测了FF1152芯片封装中最危险焊点的在63%失效的热疲劳寿命,预测结果与国外文献关于CBG A复合焊点疲劳寿命的报导相当接近,说明了该模型的有效性.参考文献:[1]　MASTER R N,DOLBE AR T P.Cera m ic ball grid ar2ray for AMDK6m icr op r ocess or app licati on[C].I n:ECTC98,Seattle,W ashingt on,1998:702-706. 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