【IPC-7095C】_BGA设计与组装工艺的实施_（IPC标准）.pdf - 第147页
靠性 威胁 最 大的 元器件 进 行 。 对 于 军 事 用途 的气 密性 要求 因 而 采用陶瓷元器件 ， CTE 调 整 意 味 着 多层板 的 CTE 约 束 ， 这 类 材料 如 Kevlar 、 石 墨 纤 维 、 铜 - 因 瓦 - 铜 以 及铜 - 钼 - 铜板 。 对 于 大 多数选 择 玻璃 环氧 树脂 以 及 玻璃 聚酰亚胺 作为 多层印 制板 材料的 商 业 应用 来 说 ， 这种 方 案 太 昂 贵 了。 因 此…
造成焊点开路，这源于沉积焊膏和焊球之间接
触的缺失。
因此，为了提升焊点良率和可靠性，应该采用
图8-23所示向后兼容再流焊曲线。在此再流曲线
中，锡银铜焊球也会融化，且熔融锡/铅焊膏中
的铅会与熔化的锡银铜焊球完全混合，在锡基
中形成富铅均质结构。这样的微观结构如图8-25
所示。
此外，由于锡银铜焊球熔化并塌陷，自对准过
程以及共面度减小
也发生了，因此提升了BGA
的焊点良率。
8.5.5.7 焊球替换 由于锡铅焊球元器件获取有
限，一些功能性设计可能需要BGA元器件的焊
球替换，以允许与锡铅产品组件共同加工。尽
管常用，但这种做法具有缺点，由于焊球拆除
以及随后替换需要额外的热循环。此外，在焊
球与元器件连接处形成的界面合金可能无法达
到想要的或预期
的共晶性能。然而，这项工艺
确实允许限制元器件类型的使用，以符合锡铅
在性能、合同规定、和/或与遗留产品或对无铅
产品工艺要求的额外温度变动敏感的产品设计
兼容等方面的使用策略。焊球替换工艺能够避
免焊料合金、PCB表面处理和元器件表面处理
兼容性问题，而这些问题非常复杂和难以平衡
以获得理想的生产结果。
BGA元器件进行重新植球包括用诸如真空解焊
工
具、刀型烙铁头或吸锡带的局部热源、将原
有焊球拆除。然后将元器件表面清洁，并准备
连接新焊球，新焊球由与元器件原始图形对准
的装置定位。此后焊球连接于元器件上，通过
诸如对流再流炉的典型返工加热源，或者将装
有元件和替代焊球的装置放置在再流炉中。当
有许多元器件需要重新植球时，作为一种备选
方案，可以采用自动激光系统。该系统从
托盘
中拾取和放置焊球，然后用激光束适当再流BG
A基板上的焊球。
无论哪种情况，热源必须受控，所采用的热曲线
适合于元器件和新焊球合金。焊球连接后，BGA
封装从装置上移走，并且检查、清洁焊球以准备
与组件上的剩余的元器件安装、焊接。如同所
有BGA工艺一样，必须考虑湿度和 ESD敏感。
通常可用的BGA焊球合金和大小范围很大，但
必须选
择以与其它工艺要素，例如板子表面镀
层和焊膏，相兼容。通过采用合适的焊球大小
和布局，维持元器件设计节距和间隙，这也很
关键。
BGA重新植球的详细程序见IPC-7711/21，“电
子组件的返工、修改和维修”。
8.6 可靠性设计（DfR） 作为通常的建议，应
遵循IPC-D-279所详述的可靠性设计程序。
改善格栅阵列元器件可靠性的适当的DfR措施
可
采取两种形式之一，对于已改善的处于可靠性
边缘的，最好联合采用它们。
这些措施为：
1. 调整CTE以减少整体膨胀的不匹配。
2. 通过增大焊点高度（托高），提升连接协调性
以适应整体膨胀不匹配。
3. 另外，旨在高可靠性的DfR程序也可包括：
4. 采用适当的底部填充使元器件和基板机械耦
合，以消除整体膨胀不匹配的影响。
5. 选择软芯片连接，减
小低CTE芯片（2.7至2.8
ppm/°C）对整体和 局 部 热膨胀不匹配的影
响。
CTE调整包括选择多层板和／或元器件的材料
或材料组合，以实现最佳的CTE。对于存在耗
散功率的有源器件来说，采用具有较大CTE的
多层板的最佳CTE为1-3ppm/°C（取决于具体的
耗散功率），而无源元器件的CTE为0ppm/°C。
当然，由于组件上有大量元器件，对所有元器
件实
现CTE完全最优化无法实现—但需要对可
图8-25 BGA锡银铜焊球切⽚的显微照⽚，⽤锡/铅焊膏
采⽤向后兼容再流曲线组装在板⼦上。锡银铜焊球已经
融化。
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靠性威胁最大的元器件进行。对于军事用途的气
密性要求因而采用陶瓷元器件，CTE调整意味着
多层板的CTE约束，这类材料如Kevlar、石墨纤
维、铜-因瓦-铜以及铜-钼-铜板。对于大多数选
择玻璃环氧树脂以及玻璃聚酰亚胺作为多层印
制板材料的商业应用来说，这种方案太昂贵了。
因此，CTE调整必须采取避免使用大尺寸元器件
的方式，这些元器件或
者是陶瓷（CGAs、MC
Ms）、带有合金42引线框架（TSOPs、SOTs）的
塑料，或者是带有刚性键合硅芯片的塑料（P
BGAs）。
增强无引线焊料连接的柔性意味着要增加焊点
高度（C4、C5、充填、点胶、10Sn90Pb焊球、
10Sn90Pb焊柱）或者切换至有引线连接技术。
对于有引线连接，增加引线柔性意味着要切换
到那些具有提升引线柔性的引线结构的供应商
或
切换至密节距技术。
DfR过程需要强调失效物理学的观点而不忽视失
效的统计分布。该过程可能包括以下步骤：
• 识别可靠性要求—预期设计寿命和设计寿命结
束时可接受的累计失效概率。
• 识别负载条件—使用环境（如IPC-SM-785）
和由于功耗而产生的热梯度，功耗可能变化且
会产生大量微循环（能源之星）。
• 识别/选择
组装结构—元件和基板选择、材料
性质（如CTE）以及连接形状。
• 评估可靠性—确定已设计组件的可靠性潜力，
并采用此处展现的方法，如“品质因数”法或
其它适宜的技术比较可靠性要求；这种过程可
能会迭代。
• 平衡性能、成本和可靠性要求。
8.7 确认和鉴定测试 IPC-9701规定了性能测
试方法和鉴定要求；IPC-9701A包括了无铅焊点
的可靠性测试指南。那里有多个模型可
用，对
于其产品和应用，人们使用它来估测无铅焊点的
可靠性。由于这些模型都是针对具体产品的，
因此并没有一个通用的协议。
确认和鉴定测试应该遵循IPC-SM-785，表面贴
装焊接连接加速可靠性测试指南，给定的指南。
然而，对于热量耗散显著的大元器件、不对称结
构的元器件以及整体CTE不匹配小的元器件，
温度循环测试并不足以提供所需的信息；全功能
循环包含外部温度和内部功率循环是必要的。
8.8 筛选程序
8.8.1 焊点缺陷 可靠性最关注的焊点缺陷是
那些无论何种原因所导致的润湿不充分。润湿
良好的焊点即使在严苛的机械负载条件下仍有
足够的强度，而没有减小抗热疲劳的能力。但
如果焊点没有良好润湿，在机械和热循环负载
作用下会过早失效。
焊点中的空洞
通常不认为对可靠性构成威胁。
可能的例外是大空洞使焊点横截面减少而足以
降低要求的热传递性能，并且在高频应用中的
空洞会导致信号恶化。
带有非塌陷焊球的BGA元器件（高温焊料90%铅
10%锡，熔点为302°C）通常很少或没有诱发的
空洞，因为焊球在再流焊曲线期间从不熔化。
8.8.2 筛选建议 有效的筛选程序能使潜在的
焊点缺陷也即润
湿不充分的薄弱焊点失效，对高
质量焊点没有明显的损伤。最佳推荐方案为随机
振动（6-10g，10-20分钟），最好是在低温，如-
40°C。这种负载不会损伤良好焊点，但它会对
薄弱连接焊点施加过应力。热冲击也可成功地
使用，但可能会对良好焊点产生某些损伤，特
别是大的元器件。
8.9 加速可靠性测试 确认和鉴定试验应该遵
循IPC-SM-785给定
的指南，表面贴装焊接加速
可靠性测试指南和／或IPC-9701，表面贴装焊
接连接的性能测试方法和鉴定要求。尽管通常
会进行加速温度循环（AT C），对于某些产品，
ATC 需要与机械冲击和/或振动测试联合。由单
套AT C测试条件或不充分的AT C测试条件不可能
提供有效结论。
加速可靠性测试在设计样机上进行，通常会持续
到
失效或直到预定的可靠性目标实现。恰当的
可靠性目标可以通过合适的加速模型确定（见
IPC-D-279，可靠表面贴装技术印制板组件设计
指南）。
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一旦失效发生，需要分析造成失效模式的根本
的失效机理。如果预期目标未达成，有必要采
取纠正措施。要么组装工艺需改进要么产品需
重新设计。无论哪种情况，在纠正措施执行后
都需要重新测试。
认识到需要采用矩阵表来确定具体要求和在各
种条件下为保证性能所需的测试，IPC产品可靠
性委员会开发了下列表格，“产品分类和使用环
境”。表8-6试图通过将七类产品典型应用关联到
热、机械、大气以及他们在典型的生产工艺、
储存以及工作期间必须满足的电气性能要求。
表8-6 最终使⽤环境下的加速测试
最差使⽤环境 加速测试
使⽤类别
Tmin
°C
Tmax
°C
△T
(1)
°C
t
D
hrs 循环／年
典型服
役年限
⼤约可
接受的
失效风
险％
Tmin
°C
Tmax
°C
△T
(2)
°C
t
D
min
1）消费电子 0 ＋60 35 12 365 1－31＋25 ＋100 75 15
2）计算机 ＋15 ＋60 20 2 1460 5 0.1 ＋25 ＋100 75 15
3）通讯 －40 ＋85 35 12 365 7－20 0.01 0 ＋100 100 15
4）商用航空器 －55 ＋95 20 12 365 20 0.001 0 ＋100 100 15
5）工业与汽车
乘客舱
－55 ＋95 20
&40
&60
&80
12
12
12
12
185
100
60
20
10 0.1 0 ＋100 100 15
& COLD
(3)
6）军用地面设施
与船舶
－55 ＋95 40
&60
12
12
100
265
10 0.1 0 ＋100) 100 15
& COLD
(3)
7）太空低地球轨
道地球静止轨
道
－55 ＋95 3到100 1
12
8760
65
5－30 0.001 0 ＋100 100 15
& COLD
(3)
8）军用航空电子
设备
a
b
c
-55 +95 40
60
80
100
2
2
2
1
365
365
365
365
10 0.01 0 ＋100 100 15
& COLD
(3)
9）汽车引擎盖下 －55 ＋125 60
&100
&140
1
1
2
1000
300
40
5 0.1 0 ＋100 100 15
& COLD
(3)
&
LARGE ΔT
(4)
& =另外
1) △ T代表最大温度幅度但不包括功率耗散的影响；对于功率耗散计算△T；功率耗散会使单纯温度循环加速试验明显不准确。需指出的是循环
温度范围，△T不是可能的最小温度Tmin和最大温度Tmax，工作温度极限之间的差，△T是通常比此值要小得多。
2)所有加速试
验循环应有温度爬升，20°C/分钟，并且在温度极限的停留时间应当为15分钟（在测试板上测量），这将会产生~24个测试循环/天。
3) 低温时焊料变化失效/损伤机理；对于运行在非常寒冷环境情况下的组件，另加 “冷”循环,可能从 -40°C 到0°C, 停留时间足够长以达到温度
平衡，对于等于“冷”°C的运行周期，
推荐实际使用的工作循环。
4)对于跨越应力到应变，－20°C到 +20°C过渡区的大循环温度幅度，其焊料的失效/损坏机理是不同的。如组件在这种循环中工作，推荐额外合
适的“大△T”测试，该测试循环的性质和次数与实际使用相似。
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