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”），并順利完成預定的探測任務。目前“嫦娥五號”等探月工程三期的任務正按照“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]?？臻g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品焊點在極端環(huán)境下的壽命能否滿足設計壽命要求，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、研究機構及相關公司聯(lián)合開展極限溫度下電子產品的性能變化相關研究工作，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的變化進行研究，以建立適用于深空探測任務的器件性能數(shù)據(jù)庫。經過十幾年的發(fā)展，該項目組取得了大量的研究成果，為NASA的深空探測任務提供了良好支撐。目前國內對于釬料/焊點的可靠性研究多集中于-55～150 ℃范圍內，針對宇航領域極端溫度環(huán)境下電子產品互聯(lián)焊點的性能和失效模式的研究基本處于空白。本文重點調研了國外基于深空探測極限溫度的電子產品材料研究，尤其是NASA等航天機構針對極端溫度環(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)境更為復雜和嚴酷。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)的宇航任務或短期深空探測任務一般采用熱控措施來保證電子產品開機時的溫度。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[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)復雜度，對深空探測任務具有極大的意義。

2 極低溫環(huán)境下焊點性能的變化

2.1 力學性能的變化

深空探測等任務中的極端環(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，對電子產品焊點的影響較?。坏珮O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變點，其中63Sn37Pb和62Sn36Pb2Ag的韌脆轉變溫度分別在-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Pb的質量分數(shù)達到90%及以上時，觀察到釬料已經沒有低溫相變現(xiàn)象發(fā)生。目前一些釬料的大致韌脆轉變溫度匯總結果見表2[12-13]。

表2 釬料的大致韌脆轉變溫度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，結果顯示SAC305和SAC405在-70 ℃下表現(xiàn)出明顯的韌脆轉變；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變，低溫下仍具有良好的導電性能和韌性，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；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。當冷卻到13.2 ℃以下，純錫β-Sn會緩慢地轉變?yōu)棣?Sn，后者的晶格結構和Si一樣，因此是一種半導體而不是金屬，并具有本征脆性，同時其相變過程有26%～27%的體積膨脹，導致產品產生裂紋，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構與α-Sn類似的合金，加州理工學院的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。因此應該嚴禁純錫鍍層在宇航極限低溫下的應用，否則將會造成嚴重后果。極限熱循環(huán)或沖擊時，由于材料間熱膨脹系數(shù)（CET）不同而導致的應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，所產生的應力也會隨之減小。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致其在低溫中的應用有諸多顧慮，而面心立方、不存在同素異形轉變的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，其所采用的焊接結構如圖3所示。

圖3 In基釬料用于裸芯片的焊接結構示意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，裂縫產生于芯片一側釬料焊點斜角處，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院、加州大學等高校聯(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），且經過涂覆、固封工藝的焊點損傷更嚴重，能保證不失效的循環(huán)次數(shù)下降到200個。因此作者建議：在短期的宇航任務中采用CCGA器件等陶瓷封裝器件；在長期任務中，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）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%的菊花鏈失效。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重，CCGA1152比CCGA1272更嚴重。圖7為在經歷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（結構如圖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工藝結構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)——一個可經受-120～85 ℃溫度循環(huán)（每個循環(huán)約102 min）的無刷電機驅動板，其上所涉及的各類器件如圖12所示。

圖11 COB工藝結構的主要失效類型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 結束語

深空探測的極限溫度環(huán)境給目前的元器件在軌應用帶來巨大的考驗。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構均需要進行適當改進以應對惡劣的環(huán)境。Sn基釬料普遍存在低溫脆性，尤其是國內最常用的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電性能和韌性，也不存在相變隱患，具有更好的應用前景。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險。本文對上述研究進行了綜合整理，以期為相應航天電子封裝技術的發(fā)展和應用提供相關的可靠性數(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)星艙外設備等的電子產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提供必要的支撐。