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摘 要： 介绍了CCGA封装的基本组成及焊柱的3种连接技术，对CCGA如何实现高互联密度、高性能、高可靠性的大尺寸封装进行了详细描述。CCGA板级装配的热循环试验结果表明CCGA封装技术达到甚至超过了典型卫星对航天电子设备可靠性的要求；CCGA散热时施加在器件顶部的压力超过极限值后将对可靠性产生严重影响。板级装配设计的关键要素和板级组装的关键工艺在文中也进行了概括性的叙述。
随着半导体器件的复杂程度越来越高，对封装技术提出了更高的要求。引脚数量、引脚密度、工作频率以及功耗的不断增加，迫使传统的封装技术进行改进。这种趋势在逻辑和微处理器上特别明显，传统的封装在电性能和热性能方面已越来越不能满足要求。 20世纪90年代初，陶瓷阵列封装技术从实验室开始走向商业化，并在生产技术和过程控制不断提高的推动下取得稳步发展。多层陶瓷基板的功能和扩展性，使芯片倒装技术得到应用，实现了器件的全阵列高密度封装，同时，陶瓷阵列器件的板级装配仍然沿用传统的SMT技术，因而这种先进的封装器件便快速得到了应用。 陶瓷柱栅阵列CCGA（ceramic column gridarray）是在陶瓷球栅阵列CBGA（ceramic ball gridarray）的基础上，进一步扩大了封装尺寸，进一步增加了引脚数量，是目前为数不多的能批量生产的I/O数量超过1 000的一种器件封装类型，在数字信号处理领域受到普遍欢迎。国内外学者对其结构特征、热疲劳寿命、抗冲击振动性能、板级装配工艺等方面进行了广泛研究[1-8]，本文结合航天产品高可靠性要求，就这些方面进行综合性的论述。 1 结构特征 CCGA由基板、芯片、导热胶和焊柱组成，如图1所示。 基板的主要材料是多层氧化铝陶瓷，这种材料在器件封装和板级装配时都没有什么限制，因为它适应高温和化学处理。信号层、电源层和地层分别设置在单独的层上，经过打孔和丝印形成高温印制线和连接孔，叠加后在高温下烧结成型。CCGA基板的层数一般为7～40层，厚度为1.40～5.75 mm。氧化铝陶瓷的热膨胀系数CTE（coefficient of thermal expansion）为6.5×10-6/℃，硅芯片的CTE为3.0～4.1×10-6/℃，两者较为接近。因此，芯片可以采用倒装在基板上的安装形式，这种形式缩短了信号通路，降低了寄生效应，使信号速度和品质得到提高。更重要的是，芯片正下方可以连接焊柱，实现了全阵列和引脚数量的提高，使得电性能得到提升。 环氧填充胶主要用于芯片底部填充，以进一步提高芯片连接的可靠性，导热脂主要用于将芯片耗散热量传递到金属顶盖上。 焊柱直径约0.5 mm，高度为1.27 mm或2.2 mm。根据材料不同，焊柱有两种形式，如图2所示。图左焊柱材料是90Pb10Sn（IBM公司专利），图右焊柱材料是80Pb20Sn，并在焊柱外螺旋包裹了一层铜箔（Six-Sigma公司专利）。 焊柱与基板有三种连接方式[9]，分别称为焊线柱（Wire）、铸型柱（Cast）和CLASP焊柱（Column Last Attach Solder Process），都是由IBM公司的设计团队开发的，如图3所示。 焊线柱于1991年研发成功，它采用63Sn37Pb共晶焊料将90Pb10Sn高温焊柱焊接在基板上，90Pb10Sn高温焊柱（固态275 ℃，液态302 ℃）在PCB上装配后基本保持原来的高度。器件生产工艺流程中，焊线柱在最后的工序进行连接，这有利于降低焊柱在其他制作过程中可能造成的损伤，也适合于封装的自动化生产。但是焊线柱在器件返修时，焊柱两端的共晶焊料均会溶化，绝大部分的焊柱会留在PCB上，给返修造成困难，如图4所示。 为了解决这一问题，IBM于1993年研发了铸型柱，它采用与焊柱相同材料的高温焊料将焊柱连接在基板上，就像铸造在一起的样子，这种结构使得器件返修后焊柱仍能保留在基板上。但是，由于高温的原因，基板必须在焊接芯片的同时，也与铸型柱进行焊接，然后再进行环氧胶填充和顶盖安装。这给自动化生产造成不利，且在芯片最后测试中如果发现问题需要返工时，铸型柱较难清除。 CLASP焊柱包含了上述两种结构的优点，它采用焊线柱的结构和工艺流程，只是用掺了少量Pd元素的共晶焊料替代原来的共晶焊料。这种焊料在183 ℃时是可以融化的，但形成钯锡金属化合物后，熔点会变为280℃。因此，器件生产时相当于使用标准共晶焊料，板级装配返修时相当于使用了高温焊料，问题巧妙地得到了解决。 CCGA有两种封装标准：MO-158和MO-159。最常用的CCGA外形尺寸、阵列尺寸和I/O数量见表1。CCGA包装运输的理想状态是焊柱处于悬空状态，1.27 mm间距器件包装盒一般采用阵列孔设计，1 mm间距器件则采用敞开结构，因为阵列孔的误差足以引起干涉问题，因此，1 mm间距器件的角部要各去掉6个焊柱并将阵列数减少1列，这些地方可成为包装盒设计的一部分。 2 热疲劳寿命 采用陶瓷基板后，芯片与基板的CTE得到了较好匹配，但随之而来，基板与PCB的连接又成了新的问题。环氧PCB的CTE为18×10-6～20×10-6/℃，是陶瓷基板的3～4倍。也正是这个原因，CBGA的基板尺寸超过32.5 mm时，焊点的热疲劳寿命已非常敏感。尺寸再增加时，器件可靠性会急剧降低。在这种情况下，CCGA封装技术的优势得到了体现。 CCGA采用细长的焊柱，更好地适应了陶瓷基板和PCB之间因CTE不匹配而产生的应力。原因是连接高度增加后，焊点上的应力将通过焊柱的弯曲来进行释放，从而使基板尺寸可以从32.5 mm扩展至42.5 mm，I/O数量超过2 000的52.5 mm尺寸的器件也得到了研究开发[10]。 CCGA封装的可靠性通过热疲劳寿命试验得到了验证。其中，Actel公司于2006年对Wire形式的80Pb20Sn焊柱和90Pb10Sn焊柱的热疲劳寿命进行了测试，部分试验结果的样件失效分布图如图5所示。试验条件为：温度循环范围-55～105 ℃，升降温速率5 ℃/min，高低温均保持30 min，一个循环周期120 min，失效的判据为菊花链电阻值超过300 Ω。CG1152的失效模式如图6所示，图左为90Pb10Sn焊柱，第1个样件失效发生在第878个循环，图右为80Pb20Sn焊柱，第1个样件失效发生在第1 212个循环。根据Coffin-Mason可靠性寿命预测模型，对典型卫星工作状态，80Pb20Sn焊柱在服役状态下的预测寿命为30.6年，而90Pb10Sn焊柱的预测寿命为22.2年。卫星的服役寿命一般为3～10年，上述预测寿命基本能够满足美国航空航天局（NASA）对空间产品器件寿命应3倍于卫星服役寿命（包括地面测试）的设计要求[11]，因此，CCGA封装器件在航天产品中使用应该是可靠的。 但是，值得注意的是，Actel的测试是在CCGA没有采取任何散热措施的情况下进行的。而航天产品一般需要对CCGA采取传导散热，此时，CCGA器件顶部会承受一定的外部压力，这会对热疲劳寿命产生影响。这将在下面进行详细讨论。 3 机械压力的影响 柔软的焊柱更适应温度疲劳寿命，但却更容易导致机械损伤。CCGA封装已经被证明在有相邻子板插入引起PCB弯曲应变的情况下，对焊柱的拉伸或压缩应力有较强的抵抗能力[12]。然而，在冲击和振动条件下，焊柱阵列与焊球阵列相比，在承受散热器重力或苛刻条件方面是受限的。 散热器使用的通常方法是给它施加一定的压力，以保持散热表面与器件表面有良好的接触，达到良好散热的效果。有研究发现，32.5 mm尺寸的CBGA，带100 g散热器时，冲击、振动和热循环试验中，均没有发现损坏。而相同规格的CCGA却只能带55 g散热器，才能通过相同的试验。在Z方向20g（g为重力加速度）的冲击试验中，100 g散热器将导致焊柱直接损坏，而带73 g散热器时，能通过冲击试验，但在随后的温度疲劳寿命会降低。 另有研究发现[13]，当每个焊柱承受质量大于3 g时，热疲劳寿命将显著降低，当小于或等于1 g时，则没有明显影响。如果焊柱的载荷达到12 g，在温度范围-55～110 ℃，循环周期为120 min的试验中，出现了图7所示的失效模式，焊柱直接坍塌和短路，而不只是出现裂缝。但如果保持在125 ℃高温状态下，没有进行温度循环，则1 000 h后也没有出现焊柱损坏和电性能异常的现象。 在空间应用场合，一般采用传导方式对器件进行散热。采用绝缘导热衬垫使器件与外壳接触，将热量传递到设备表面。为保持器件和外壳表面之间的良好接触，降低热阻值，绝缘导热衬垫要有一定的压缩量。压缩量和压力呈一定比例关系，例如，LairdT-flex280 V0型陶瓷填充硅橡胶，当压缩量为10%时，压力约为100 kPa，此时在CG717器件顶盖28 mm×28 mm的面积上会产生78.4 N的力，相当于每个焊柱受到质量10.93 g的载荷。 笔者经过有限元仿真发现：在温度范围-55～125 ℃，升降温速率均为20 ℃/min，高低温均保持25 min，一个循环周期为68 min的条件下，未受力CG717的平均疲劳寿命为7 916个循环；每个焊柱受到质量10.93 g载荷的CG717的平均疲劳寿命则降至877个循环。由此可以发现，在使用导热衬垫进行散热时，施加在CCGA器件上的力对热疲劳寿命是有显著影响的。解决的措施是可以选择更加柔软的、导热率更高的导热衬垫（如T-flex300系列）或采用导热硅脂（如D-3改进型）对器件进行散热。 4 板级装配设计 CCGA板级装配设计包含电路PCB焊盘设计和结构散热、抗力学设计两部分。 PCB焊盘采用“狗骨头”形式，如图8所示。直接把CCGA连接在过孔上是不允许的，因为焊料流失会导致焊点故障。有采用填充过孔使器件直接安装在过孔上的技术，但目前在实际产品中没有得到应用。 狗骨头”焊盘包括连接焊盘、过孔、连线和阻焊层，设计时一般应参照器件供应商提供的尺寸。IBM、Actel推荐的尺寸是完全一样的，Xilinx除焊盘和阻焊窗尺寸略大外，其它尺寸与前两者也基本一致。 焊盘表面为铜层，焊盘底部直径比顶部大0.025 mm左右，设计时应以顶部直径为准。焊盘表面一般采用铅锡热风整平（HASL），也可采用镀镍金（NiAu）或有机保护涂层（OSP）。 过孔金属化后的尺寸为0.3 mm（1.27 mm间距）和0.2 mm（1.00 mm间距），依据航天产品印制板孔径与板厚比不宜超过1∶6的设计标准，印制板厚度不应超过1.8 mm和1.2 mm，超过该极限值时，应加倍关注。 连线为0.3 mm印制线，阻焊层宽度至少为0.08～0.10 mm，才能阻止焊料从焊盘流向过孔。在返修过程中，必须小心阻焊层不能被破坏。阻焊层采用非阻焊（NSMD）设计形式，即阻焊窗口比焊盘直径大0.1 mm左右，以避免焊点产生应力。 CCGA周围最小5 mm范围内不能布置其他器件，以保证返工或返修空间。大质量、高热耗的CCGA器件（如42.5 mm）空间距离应增加到10 mm，以防止返修过程中使周围器件发生第二次回流。航天产品中CCGA一般不应采用正反面安装形式，因为印制板的变形会使器件产生相互影响，可能会导致焊点失效。若采用则必须经过严格的试验验证，并经审核和批准后方能执行。 结构热设计主要依据器件热功耗和环境条件，通过有限元仿真方法得到的器件表面温度，根据器件手册提供的结壳热阻值，计算出器件结温，并判断是否满足航天产品大规模集成电路结温小于85 ℃的一级降额要求。应该注意的是，热设计要同时考虑外力对焊点热疲劳寿命的影响。 结构抗力学设计主要依据印制板组件的振动和冲击环境条件，通过有限元仿真方法分析CCGA是否在印制板振动点上和最大位移区域中，对焊点会不会发生过应力进行验证，以此确定是否采用机械固定或加胶的加固措施。此设计分析在NASA的设计和制造规范中是有明确要求的。 5 板级装配工艺 CCGA安装过程和设备可参照标准SMT要求，关键步骤包括焊膏印刷、贴片、回流、清洗和检验。装配前应对CCGA和PCB进行检查，引脚氧化和弯曲变形是较为常见的现象，一般采用金相砂纸手工打磨去除引脚端面氧化，用拨片进行手工校正变形，操作过程中应特别注意防静电措施。CCGA区域PCB平面度范围一般要求在0.025～0.100 mm之间。 典型的焊膏为63Sn37P共晶焊料，质量比为90%，体积比为50%。印刷在焊盘上成正方形或圆形，焊膏量见表2。CCGA的焊膏量比传统的细间距表面贴装器件的焊膏量更多，原因是焊柱会从焊盘上吸走更多的焊料。值得注意的是过多的焊料是不允许的，它会使焊柱刚化，降低可靠性。激光切割的模板比化学腐蚀的模板更容易控制焊膏的印刷厚度，印刷焊膏后应进行检验。 贴片一般在返修台上进行，以保证焊柱与焊盘准确对中，原因是CCGA在自定位方面是非常弱的，这和PBGA有较大差别。 回流焊接是CCGA组装工艺过程中的关键步骤，回流曲线应参照焊膏供应商推荐的要求，同时兼顾CCGA的焊接工艺特点。CCGA热容量较大，且引脚密集，外层引脚和内层引脚间的温度有一定差别，要保证所有焊点同时达到良好的焊接，又不能超过允许的承受温度。Actel公司推荐的器件表面最高温度约为218 ℃，焊柱最高温度约为212 ℃，PCB表面的最高温度约为233 ℃。当PCB上有其他热敏感器件，无法同时回流焊接时，热敏感器件通常采取手工焊接的方法。 CCGA检验一般采用10倍放大镜对外侧焊点进行检查，除焊点外表常规要求外，应特别注意焊料须75%覆盖焊柱表面，个别焊柱的弯曲与其他焊柱相比不能超过5°，但所有焊柱倾斜不超过10°是可接受的，如图9所示。
CCGA器件一般不采用底部填胶方式，主要是考虑到聚合材料会随着温度的降低而变硬，造成CTE不匹配，使应力增加，但国内也有采用整体灌封QD231硅橡胶的应用方法。一般认为在四个角部用环氧胶进行加固有助于提高热疲劳寿命，但Ghaffarian的研究[14]却发现CG717在500个-55～100 ℃热循环后，在电子扫描镜中观察到加胶和不加胶的均有微小裂缝，950个循环后，裂缝虽然均没有显著扩展，但加胶的反而更严重一些。目前，国内航天产品应用中有涂覆三防漆导致焊点开裂的情况，但加胶的故障尚未发现。 6 结束语 CCGA先进的封装技术满足了数字信号处理领域特别是航天产品对器件高性能、高密度和高可靠性的要求，因此受到了广泛重视。但是由于器件采购周期长，价格高，因此，电子设备制造商对如何高质量完成CCGA板级装配以及可靠性试验方面的需求非常迫切。因此，在这些方面进行深入的研究，以满足航天产品高可靠性的要求是非常必要的。 参考文献 [1] Cole M, Kastberg E, Martin G. Shock and Vibration Limits forCBGAand CCGA[J]. Proceedings of SMI, San Jose, 1996. [2] 黄春跃, 周德俭, 李春泉. CCGA焊点热循环加载条件下应力应变有限元分析[J]. 桂林电子工业学院学报2001,21(3):22-28. [3] Cole M, Jozwiak J,Kastberg E, et al. Compressive Load Effects onCCGA Reliability[J]. Proceedingsof SMTA-International, 2002.[4] 王文利 . C CG A 器件的可靠性返 [ J ] . 电子工艺技术 ,2004,25(4):154-155. [5] 皋利利. CCGA元器件焊柱可靠性影响的有限元分析[J]. 焊接学报, 2008,29(7):93-96. [6] 丁颖,周岭. CCGA器件的结构特征及其组装工艺技术[J]. 电子工艺技术, 2010,31(4):205-208. [7] 陈莹磊, 王青春, 曾超. 基于统计的高密度CCGA封装热循环寿命预测方程[J]. 电子工艺技术, 2010,31(4):196-199. [8] 张伟, 孙守红, 孙慧. CCGA器件的可靠性组装及力学加固工艺[J].电子工艺技术, 2011, 32(6): 349-352. [9] Ray S, Interrante M, Achard L, et al. Ceramic Column Grid ArrayTechnology for Flip Chip Carriers[C].Proceedings of Semicon West, San Jose, 1999. [10] ColeM, DeSousa I, Interrante M. The New Millennium for CCGA-Beyond2000 I/O[C].Proceedings of SMTA-International, Chucago, 2001. [11] RezaGhaffarian. CCGA Packages for Space Applications[J].MicroelectronicsReliability, 2006,46: 2006-2024. [12] SinhaA, Isaacs P, Tofil T. Mechanical Reliability Analysis of CCGASolder joints[].Proceedings of SMI, San Jose, 1997. [13] KyserE L. Qualification of Surface Mount Technologies for RandomVibration inEnvironmental Stress Screens[]. Proceedings AnnualReliability andMaintainability Symposium, 1997. [14] RezaGhaffarian. Thermal Cycle Reliability and Failure Mechanisims ofCCGA and PBGAAssemblies With and Without Corner Staking[]. 55thelectronic components andtechnology conference, Orlando, FL, 2005. 大咖都在看： 如果您觉得对您工作有帮助，可以转发或推荐给同事或朋友。 |
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