張 峻，孫曉峰，張彬彬，陳雅容，張曉超，飛景明

（北京衛(wèi)星制造廠有限公司，北京 100094）

0 引言

探月工程、載人登月、空間站、火星探測等深空探測及地外駐留活動在政治、經(jīng)濟和科技發(fā)展方面具有十分重要的戰(zhàn)略意義。隨著國力的不斷增強，我國也在逐步實施深空探測計劃。繼2007年順利發(fā)射“嫦娥一號”后，2013年12月發(fā)射了“嫦娥三號”探測器和巡視器（“玉兔”），并順利完成預(yù)定的探測任務(wù)。目前“嫦娥五號”等探月工程三期的任務(wù)正按照“繞、落、回”的計劃穩(wěn)步開展[1]。此外，火星探測器、空間站等均在研制之中[2]。

深空探測中的極限溫度環(huán)境是航天器所面臨的最大的可靠性風(fēng)險。據(jù)統(tǒng)計，航天器電子器件的失效中70%是由封裝失效引起的，而在電子封裝失效中，焊點失效是主要原因，其誘因則是環(huán)境溫度的變化[3]。空間站、月球基地、太空電站等均需要長期在軌可靠工作，這就需要研究所涉及航天器上的電子產(chǎn)品焊點在極端環(huán)境下的壽命能否滿足設(shè)計壽命要求，極端環(huán)境下元器件的封裝及焊點會發(fā)生怎樣的變化，以及如何做才能滿足極端環(huán)境下航天器的服役要求。

從2000年起，美國航空航天局電子器件與封裝項目（NASA Electronic Parts and Packaging (NEPP)Program）中心就與美國的各高校、研究機構(gòu)及相關(guān)公司聯(lián)合開展極限溫度下電子產(chǎn)品的性能變化相關(guān)研究工作，并成立了專門的項目組。其中，NASA格林研究中心（Glenn Research Center）與Akron大學(xué)成立的極限溫度電子器件項目（Extreme Temperature Electronics Programme）組對極限溫度范圍，尤其是極低溫下電子器件的各項性能指標(biāo)的變化進行研究，以建立適用于深空探測任務(wù)的器件性能數(shù)據(jù)庫。經(jīng)過十幾年的發(fā)展，該項目組取得了大量的研究成果，為NASA的深空探測任務(wù)提供了良好支撐。目前國內(nèi)對于釬料/焊點的可靠性研究多集中于-55～150 ℃范圍內(nèi)，針對宇航領(lǐng)域極端溫度環(huán)境下電子產(chǎn)品互聯(lián)焊點的性能和失效模式的研究基本處于空白。本文重點調(diào)研了國外基于深空探測極限溫度的電子產(chǎn)品材料研究，尤其是NASA等航天機構(gòu)針對極端溫度環(huán)境元器件焊點及封裝可靠性開展的系列研究，以期為我國長壽命深空探測任務(wù)的實施提供參考和依據(jù)。

1 深空探測所處的極限溫度環(huán)境

相比于環(huán)繞地球飛行的衛(wèi)星或載人飛船，深空探測航天器、地外駐留平臺等面臨的空間環(huán)境更為復(fù)雜和嚴(yán)酷。其中月球的黑夜極限低溫可達-180 ℃，而月面在受到太陽直接照射時的極限高溫可達150 ℃[4]?；鹦潜砻娴臏囟冉蛔儽仍虑虮砻嬉獪睾鸵恍珳囟冉蛔兎秶钥蛇_到-124～50 ℃。各類近地星球表面溫度參見表1[5-6]所示。

表1 近地星球表面溫度Table 1 The temperature range of near-earth planets

傳統(tǒng)的宇航任務(wù)或短期深空探測任務(wù)一般采用熱控措施來保證電子產(chǎn)品開機時的溫度。比如NASA發(fā)射的火星探測器Mars Rover上包含了采用BGA封裝的FPGA器件，此器件被放在一個保溫盒中，以保證其工作在允許的溫度范圍內(nèi)[7]。而這需要消耗探測器上有限的能源，并因此增加了發(fā)射成本，降低了有效載荷的占比。對于長壽命探測任務(wù)來說，航天器所攜帶的熱控能源有限，若能保證互聯(lián)焊點在-180～150 ℃的極限溫度范圍內(nèi)可靠工作，則不需進行主動熱控，將大大減小能源的消耗，降低系統(tǒng)復(fù)雜度，對深空探測任務(wù)具有極大的意義。

2 極低溫環(huán)境下焊點性能的變化

2.1 力學(xué)性能的變化

深空探測等任務(wù)中的極端環(huán)境高溫約為150 ℃，與現(xiàn)有元器件所能耐受的高溫溫度（125 ℃）基本相當(dāng)，對電子產(chǎn)品焊點的影響較??；但極端環(huán)境低溫-180 ℃則遠比現(xiàn)有元器件所能耐受的-55 ℃要低得多，且低溫脆性是金屬材料的一項重要特性。常溫下，金屬材料中原子的結(jié)合較疏松，材料彈性好，能吸收較多的外部沖擊能量；而在低溫下原子結(jié)合得較緊密，材料彈性變差，只能吸收極少的外來能量，材料因其原子周圍的自由電子活動能力和“黏結(jié)力”減弱而呈現(xiàn)脆性，更容易脆斷[8]。工業(yè)上普通焊點的應(yīng)用環(huán)境基本都在常溫范圍，因此對其低溫下可靠性的研究報道較少。研究表明：低溫下，焊點的抗拉強度隨儲存溫度降低而降低，接頭呈現(xiàn)低溫脆性斷裂的傾向；焊點的抗疲勞性能降低，疲勞壽命變短[9-10]。

NASA噴氣推進實驗室的Lupinacci等人[11]研究了不同含Pb量的Sn基釬料，包括Sn99Pb1、Sn98Pb2、63Sn37Pb、Sn62Sn36Pb2Ag、Sn50Pb50、Sn10Pb90等，在-185 ℃至室溫范圍內(nèi)的低溫性能。發(fā)現(xiàn)除了Sn10Pb90外，所有的釬料均有明顯的韌脆轉(zhuǎn)變點，其中63Sn37Pb和62Sn36Pb2Ag的韌脆轉(zhuǎn)變溫度分別在-100 ℃和-50 ℃左右；隨著含Pb量的增加，釬料的低溫相變點變得逐漸模糊，當(dāng)Pb的質(zhì)量分數(shù)達到90%及以上時，觀察到釬料已經(jīng)沒有低溫相變現(xiàn)象發(fā)生。目前一些釬料的大致韌脆轉(zhuǎn)變溫度匯總結(jié)果見表2[12-13]。

表2 釬料的大致韌脆轉(zhuǎn)變溫度Table 2 General ductile-brittle transition temperature of various solder materials

Verlinden等人[14]對Sn3Ag0.5Cu（SAC305）、Sn4Ag0.5Cu（SAC405）、Sn3.5Ag和Sn37Pb釬料焊接的BGA焊點在低溫下（-110～23 ℃）直接進行沖擊試驗研究，結(jié)果顯示SAC305和SAC405在-70 ℃下表現(xiàn)出明顯的韌脆轉(zhuǎn)變；隨著溫度的降低，釬料的沖擊能和剪切變形明顯減弱，且裂紋一般始于Sn相，焊點的失效依然主要集中在IMC界面層，其中Sn基釬料的脆化是重要原因。

In基釬料不存在同素異形轉(zhuǎn)變，低溫下仍具有良好的導(dǎo)電性能和韌性，因此在低溫大溫變條件下表現(xiàn)優(yōu)異。通過研究大量電子材料，包括PCB、焊點（63Sn37Pb、62Sn36Pb2Ag、60Sn40Pb，96Sn4Ag、50In50Pb、70Pb30In、96.8Pb1.5Ag1.7Sn、96.5Sn3Ag 0.5Cu）、涂覆材料的性能在室溫、液氮溫度、液氦溫度（4.2 K）下的力學(xué)性能（彈性模量、屈服強度、拉伸強度、斷面延長率）的變化，發(fā)現(xiàn)SnPb釬料在液氮和液氦溫度下均呈現(xiàn)脆性和較低的斷面延長率，InPb釬料即便在液氦溫度下也具有較好延展性，韌性較強[15]。

Kim等人[16]用超聲波脈沖反射法測量極限低溫下（-268～27 ℃）多晶In的彈性系數(shù)，結(jié)果發(fā)現(xiàn)：隨著溫度變化，彈性系數(shù)表現(xiàn)出正常的溫度相關(guān)；剪切模量和楊氏模量有很大的變化；泊松比表現(xiàn)出接近理論上限的高值。

2.2 微觀組織的變化

目前針對Sn基釬料/焊點的微觀組織演變機理研究，一般從Sn的低溫相變規(guī)律開始著手，將其他成分視為其合金元素，從而可考察不同的合金元素對Sn基釬料/焊點微觀組織演變的影響。當(dāng)冷卻到13.2 ℃以下，純錫β-Sn會緩慢地轉(zhuǎn)變?yōu)棣?Sn，后者的晶格結(jié)構(gòu)和Si一樣，因此是一種半導(dǎo)體而不是金屬，并具有本征脆性，同時其相變過程有26%～27%的體積膨脹，導(dǎo)致產(chǎn)品產(chǎn)生裂紋，最終完全粉碎[17]。為觀察Sn的相變過程，英國Di Maio等人[18]在鑄造試樣過程中向純錫中加入晶格結(jié)構(gòu)與α-Sn類似的合金，加州理工學(xué)院的Lupinacci等人[19]向Sn基釬料中加入InSb，均觀察到合金相變出現(xiàn)裂紋及剝離的過程。

Plumbridge[20]開展了針對Sn鍍層的長期低溫相變研究，發(fā)現(xiàn)Sn-0.5Cu鍍層在-18 ℃下低溫存儲7個月后出現(xiàn)了相變，導(dǎo)致表面Sn層凸起最終剝落，并且在1.5年以后形成大面積的鍍層起泡、剝落現(xiàn)象，如圖1所示。

圖1 Sn-0.5Cu鍍層低溫存儲1.5年后的形態(tài)Fig.1 Sample with Sn-0.5Cu coating stored at low temperature for 1.5 year

圖2 Sn-0.5Cu鍍層低溫存儲1.5年后的樣品表面鍍層的起皮剝離Fig.2 Peeling of the surface coating of sample with Sn-0.5Cu coating stored at low temperature for 1.5 year

可以清楚地看到，α-Sn與β-Sn的界面以環(huán)狀分布于圓柱體的四周，并且形成了如圖2所示的剝離作用。因此應(yīng)該嚴(yán)禁純錫鍍層在宇航極限低溫下的應(yīng)用，否則將會造成嚴(yán)重后果。極限熱循環(huán)或沖擊時，由于材料間熱膨脹系數(shù)（CET）不同而導(dǎo)致的應(yīng)力是焊點微觀組織劣化、出現(xiàn)裂紋的主要原因。在極低溫條件下，大多數(shù)金屬的CET與開氏溫度的3次方成正比[21]。按照此理論，在極低溫條件下不同金屬間的CET差異大大縮小，所產(chǎn)生的應(yīng)力也會隨之減小。故可認為，若采用傳統(tǒng)焊料，不考慮低溫相變或低溫脆性的狀況，疲勞裂紋與正常高低溫試驗中的差異不大。對此觀點，國外的研究結(jié)果也基本與之契合。

通過文獻檢索發(fā)現(xiàn)，對Sn基釬料或焊點的超低溫或是低于-55 ℃時的性能或組織的研究非常少，這可能是因為Sn基釬料存在相變隱患而導(dǎo)致其在低溫中的應(yīng)用有諸多顧慮，而面心立方、不存在同素異形轉(zhuǎn)變的In基釬料則成為超低溫焊點性能研究的主要對象。Chang等人[22]研究了超低溫對In基釬料焊點疲勞失效的影響及In基釬料焊點在空間應(yīng)用時超低溫下的疲勞性能，試驗主要基于不同尺寸裸芯片的大尺寸焊接，其所采用的焊接結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 In基釬料用于裸芯片的焊接結(jié)構(gòu)示意Fig.3 Indium-based solder used for bare die welding

試驗顯示，在一段低溫區(qū)（-150～-55 ℃）范圍內(nèi)等溫機械疲勞時，金屬間化合物層中界面脆性斷裂是主要的斷裂模式，裂縫產(chǎn)生于芯片一側(cè)釬料焊點斜角處，然后從邊緣擴展到釬料基體，參見圖4。分析其主要原因為CTE不匹配。在-196～27 ℃循環(huán)下發(fā)現(xiàn)：In焊點全部為Cu11In9，沒有其他相成分；IMC的厚度與熱循環(huán)次數(shù)關(guān)系不大。

圖4 金屬化合物層界面處裂紋空洞位置Fig.4 Crack cavity position at welding interface

3 封裝形式對元器件在極限溫度下的壽命影響

NASA對電子組裝件焊點在極限溫度下的壽命也進行了系統(tǒng)的研究，噴氣推進實驗室與加州理工學(xué)院、加州大學(xué)等高校聯(lián)合開展了大量的對極限溫度下各種電子組裝件焊點、相關(guān)封裝形式及所用材料的可靠性研究。尤其是近些年在各種新型高密度封裝形式不斷涌現(xiàn)的前提下，這些器件能否使用，其可靠性和質(zhì)量能否滿足深空探測需求成為研究重點。

Ghaffarian[23]按照火星探測器的溫度環(huán)境，研究了CCGA（陶瓷基板柱柵陣列）、PBGA（塑料基板球柵陣列）器件采用Sn63Pb37釬料焊接后，分別在-50～75 ℃（每個循環(huán)約70 min）、-55～100 ℃（每個循環(huán)約82 min）、-55～125 ℃（每個循環(huán)約92 min）、-65～150 ℃（每個循環(huán)約62 min）、-120～85 ℃（每個循環(huán)約102 min）等5種溫度循環(huán)條件下的可靠性，并對比了是否進行覆形涂覆、固封工藝的焊點性能。研究表明，隨著溫度范圍的擴大，器件可承受的循環(huán)次數(shù)顯著減少。

在560個引腳的CCGA和PBGA對比測試中，采用的基板為聚酰胺印制電路板，如圖5所示，焊盤尺寸分別為33 mil和24 mil。在CCGA717以及PBGA728封裝的對比測試中，采用的基板為高溫FR-4基板。PBGA及CCGA采用的焊膏為RMA型焊膏，厚度按照器件廠家的推薦值分別設(shè)定為8 mil和10.5 mil。

圖5 用于焊接器件的實驗板Fig.5 Test PCB for welding the devices

在-50～75 ℃的溫度循環(huán)測試中，PBGA560可承受2000個循環(huán)以上，CCGA717可承受1075個循環(huán)；-55～100 ℃時，CCGA717耐受的循環(huán)次數(shù)下降到1000個，-120～85 ℃時，無論是否進行涂覆、固封工藝，CCGA717焊點均在340個極限循環(huán)后出現(xiàn)裂紋損傷（見圖6），且經(jīng)過涂覆、固封工藝的焊點損傷更嚴(yán)重，能保證不失效的循環(huán)次數(shù)下降到200個。因此作者建議：在短期的宇航任務(wù)中采用CCGA器件等陶瓷封裝器件；在長期任務(wù)中，考慮到輻射防護等其他可靠性環(huán)境前提下，建議采用PBGA器件。

圖6 CCGA焊點失效狀態(tài)示意Fig.6 Failure of CCGA device

Ramesham[24-25]研究了CCGA717、CCGA1152及CCGA1272器件采用Sn63Pb37釬料焊接后，在-185～125 ℃溫度范圍（覆蓋了目前的各種深空探測任務(wù)）下，進行1258個高低溫循環(huán)（每個循環(huán)約92 min）的焊點可靠性。結(jié)果顯示，CCGA717在第137個循環(huán)時出現(xiàn)首次失效，第664個循環(huán)時63.2%的菊花鏈?zhǔn)?。其具體表現(xiàn)為在低溫下阻值增大而斷路，高溫時阻值減小。對CCGA1152及CCGA1272焊點進行該極限溫度循環(huán)時發(fā)現(xiàn)，596個循環(huán)后未出現(xiàn)阻值異常及失效，但在顯微鏡下觀察發(fā)現(xiàn)焊點有明顯的疲勞損傷，其中四角的焊點較嚴(yán)重，CCGA1152比CCGA1272更嚴(yán)重。圖7為在經(jīng)歷1058次-185～125 ℃循環(huán)后的失效引腳顯微目檢照相圖。

Ramesham[26]還研究了多種器件的含Pb及無Pb釬料焊點在-130～45 ℃溫度循環(huán)（每個循環(huán)約100 min）下的可靠性。其中，釬料包括Sn63Pb37、Sn3.0Ag0.5Cu；器件包括BGA、QFP、LCC等各種表貼器件及小型化的無源器件，如01005、0201、0402、0603、0805、1206等；PCB為IS410型FR4板，Ni/Au焊盤，2層板。結(jié)果顯示：對于Sn63Pb37釬料，焊點在408個循環(huán)時出現(xiàn)首個失效；而采用Sn3.0Ag0.5Cu釬料時，焊點在521個循環(huán)時失效，PCB也在521個循環(huán)后出現(xiàn)了裂紋，如圖8所示，且部分基板表面出現(xiàn)了裂紋（見圖9）。

圖8 經(jīng)歷521個-130～45 ℃循環(huán)后元器件的失效位置Fig.8 Failure position of the component after 521 cycles of-130～45 ℃ thermal cycling

圖9 經(jīng)歷521個-130～45 ℃循環(huán)后的PCB表面裂紋Fig.9 Surface cracks of the PCB after 521 cycles of -130～45 ℃ thermal cycling

總的來說，在該極限溫度循環(huán)下，無源器件采用Sn63Pb37釬料的焊點更可靠，其他器件采用Sn3.0Ag0.5Cu釬料的焊點更可靠。

Ghaffarian[27-28]對CSP組裝件進行了-55～100 ℃、-55～125 ℃、-30～100 ℃、-120～115 ℃等溫度循環(huán)下的焊點可靠性研究。在該項研究過程中，主要需要采用熱循環(huán)進行加速壽命試驗，同時采用菊花鏈進行電阻值的實時監(jiān)測，歷時非常長。Ramesham[29]在2014年又研究了更快的加速壽命試驗方法，對BGA、PBGA、CVBGA、QFP、MLF等器件焊接后，采用力學(xué)振動的方法進行耦合加速。其研究表明，PBGA在-150～125 ℃溫度循環(huán)（每個循環(huán)約140 min）、耦合量級為40g～50g的振動試驗過程中，12 h后即出現(xiàn)開路失效，其他的焊點也觀察到阻值增大等損傷；若只進行熱循環(huán)加速，在-150～125 ℃溫度循環(huán)中，PBGA在959個循環(huán)后才出現(xiàn)阻值增大損傷，歷時約3.1個月；在-185～125 ℃溫度循環(huán)（每個循環(huán)約154 min）中，PBGA在711個循環(huán)后才出現(xiàn)阻值增大損傷。由此可見，采用熱循環(huán)+振動的多耦合加速試驗方法，可大幅縮短試驗時間，降低試驗成本，提高試驗效率。

Shapiro等人[30]為了驗證不同材料采用COB工藝（結(jié)構(gòu)如圖10）的性能。綜合對比了LTCC、Al2O3以及聚酰胺3種基板，通過環(huán)氧膠、硅橡膠以及In基釬料焊接3種方式進行芯片綁定，分別涂覆環(huán)氧膠、巴利寧膠及硅橡膠3種涂覆層在極限溫度下的性能，試驗溫度為-125～85 ℃（每個循環(huán)約102 min）。試驗樣品的具體組合如表3所示，共27種組合。

表3 試驗樣品矩陣Table 3 Test sample matrix

經(jīng)過試驗，所有的LTCC基板+環(huán)氧膠粘的組合均通過了1500個-125～85 ℃的溫度循環(huán)，其中LTCC基板+環(huán)氧膠粘+巴利寧膠涂覆層的組合性能最好。若考慮為鍵合絲提供更好的機械性能保護，采用LTCC基板+環(huán)氧膠粘+硅橡膠涂覆層也是較好的組合。COB工藝結(jié)構(gòu)的主要失效類型為鍵合絲失效，也存在個別基板過孔失效，參見圖11。

Tudryn等人[31]根據(jù)前期NASA噴氣推進實驗室的研究成果，設(shè)計了一整套可用于極限溫度下的電子單板系統(tǒng)——一個可經(jīng)受-120～85 ℃溫度循環(huán)（每個循環(huán)約102 min）的無刷電機驅(qū)動板，其上所涉及的各類器件如圖12所示。

圖11 COB工藝結(jié)構(gòu)的主要失效類型Fig.11 Failure types in the structure of the COB

圖12 溫度循環(huán)用試驗板及器件Fig.12 The thermal-resistant test PCB and devices

在經(jīng)歷2000個循環(huán)后，試驗板發(fā)生失效，位置見圖13，主要包括粗鋁絲鍵合脫鍵、納小型電連接器的焊接開裂及電阻焊點開裂等。

圖13 試驗板溫度循環(huán)后失效位置示意Fig.13 Failure position of test PCB after 2000 cycles of thermal cycling

Tudryn根據(jù)試驗結(jié)果給出了以下建議[31]：

1）低溫場合下盡量使用In基釬料（試驗采用In80Pb15Ag5）；

2）芯片背面鍍Au處理；

3）導(dǎo)電膠采用84-1；

4）器件表面涂覆層采用巴利寧膠；

5）鍵合絲直徑≤300 μm；

6）大電流功率線作鍍銀處理。

4 結(jié)束語

深空探測的極限溫度環(huán)境給目前的元器件在軌應(yīng)用帶來巨大的考驗。各類封裝材料無論是基板、鍵合絲、釬料本身，還是釬料形成的焊點，在低溫下均會發(fā)生顯著的性能弱化現(xiàn)象，在極端溫度循環(huán)下，電子產(chǎn)品所能承受的循環(huán)次數(shù)明顯減少，壽命顯著縮短。目前的釬料和封裝結(jié)構(gòu)均需要進行適當(dāng)改進以應(yīng)對惡劣的環(huán)境。Sn基釬料普遍存在低溫脆性，尤其是國內(nèi)最常用的Sn37Pb焊料在-70～75 ℃的范圍即有明顯的低溫脆性，不適用于極限低溫的環(huán)境，而In基釬料在低溫下仍具有良好的導(dǎo)電性能和韌性，也不存在相變隱患，具有更好的應(yīng)用前景。不同封裝形式和類型的器件受溫變影響不同，PBGA封裝比CCGA封裝耐溫變循環(huán)的能力更強，引腳數(shù)多的器件比少的器件壽命更長。經(jīng)過涂覆和固封工藝的器件壽命更短，同時印制板本體在極限溫度下也有開裂風(fēng)險。本文對上述研究進行了綜合整理，以期為相應(yīng)航天電子封裝技術(shù)的發(fā)展和應(yīng)用提供相關(guān)的可靠性數(shù)據(jù)，為月球探測器、火星探測器等深空探測器以及空間站、衛(wèi)星艙外設(shè)備等的電子產(chǎn)品的可靠運行提供依據(jù)和參考，為我國長壽命深空探測任務(wù)提供必要的支撐。