本文发明专利技术涉及一种针对宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验分级评价方法。包括以下步骤：步骤一：确定器件的封装结构、材料及相关参数；步骤二：建立平均粘塑性应变能密度增量模型；步骤三：建立球栅阵列器件装联结构的热疲劳寿命预测模型；步骤四：建立宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验分级评价方案。本方法适用于设计宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环分级试验，以便于针对不同实际应用情况设计合理的宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验，此方法属于宇航用球栅阵列器件装联工艺的分级评价试验技术领域。
【技术实现步骤摘要】
一种针对宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验分级评价方法(一)
：本文专利技术涉及一种针对宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验分级评价方法，适用于设计宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环分级试验，以便于针对不同实际应用情况设计合理的宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验，此方法属于宇航用球栅阵列器件装联工艺的分级评价试验
(二)
技术介绍
：随着航天型号装备逐渐向小体积、轻质量、高可靠性的方向发展，球栅阵列封装形式电路具有封装密度高、重量轻，电性能优良等特点，逐渐被越来越多的应用于航天型号装备的电子系统中，因而提高球栅阵列器件的固有及应用可靠性对宇航任务的成败至关重要。近年来球栅阵列器件在宇航型号中失效频发，统计发现装联失效是其多发且主要的失效模式，如焊点虚焊、变形开裂等。确定试验项目及应力水平主要依据是宇航产品的工作环境和工作剖面，目前国内外关于装联工艺评价给出了一些可供参考的标准。IPC-SM-785《表面贴装焊接的加速试验指南》中虽然给出了加速试验的寿命循环次数与加速试验条件的关系，但是适用于所有表贴器件，并没有针对具体的球栅阵列器件装联工艺建立对应的方法寿命预测方法，且公式中的许多参数都为经验值，有一定的不准确性。ESCC-Q-70-38a标准中给出了典型宇航用球栅阵列器件装联工艺鉴定试验方法，包括鉴定项目和流程，但针对球栅阵列器件装联结构的分级试验方法未做详细规定，也没有考虑产品寿命等特点。宇航产品现行的对装联工艺考核的方式采用工艺鉴定试验方法，依照的标准多为找照搬国外，而国外与我国在航天器、元器件及电装领域的差异并未充分考虑，缺少针对我国宇航产品的验证。目前国内宇航产品所用的宇航工艺可靠性评价未区分产品的任务特点和寿命要求，包含试验项目及条件固定单一，采用一刀切的考核模式，通过试验即可为宇航产品所用，并未针对宇航产品特点给出可靠性的分级评价准则，对于不要求长寿命的任务会导致资源和资金的浪费，缺乏合理性和科学性。因此，本专利技术提出一种针对宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验分级评价方法，以有效合理地确定宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验的试验时长，可用于指导宇航用球栅阵列器件装联工艺的验收试验。(三)
技术实现思路
：1、目的：本专利技术的目的是提供一种针对宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验分级评价方法。该方法考虑了温度应力作为分级评价参考因素，在球栅阵列器件装联结构寿命预测模型的基础上，根据型号的不同轨道高度和应用年限，建立了其装联工艺的温度循环试验分级评价方法，从而有效合理地确定宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验的试验时长。与现有标准中的评价方法相比，本专利技术可以使试验结果更有针对性，节省试验时长，具有更高的经济性。2、技术方案：一种宇航用球栅阵列器件装联工艺分级评价试验方法包括如下步骤：步骤一：确定器件的封装结构、材料及相关参数本方法采用有限元建模的方法通过仿真对器件进行研究。因此器件的封装结构、材料及相关参数的确定即对有限元模型的相关参数的确定。建立球栅阵列有限元仿真模型的参数确定主要包括材料、结构及环境参数。材料参数：确定管壳材料、焊球材料、焊膏材料及PCB板的材料参数，包括杨氏模量、泊松比、密度以及热膨胀系数。而在热循环过程中，焊点会发生蠕变，采用Anand粘塑性本构模型对焊点蠕变行为进行模拟。粘塑性Anand模型的流动方程采用双曲蠕变规律，描述为：式中，T是绝对温度；A为常数，单位为s-1；Q/R为常数，单位为1/K；ξ为应力因子；m为应变率敏感指数。针对内变量s的演化方程为：式中，h0为应变硬化参数，单位为MPa；a为应变硬化参数；n为应变率敏感度。s*是s的饱和值，表达式如下：式中，s’为变形阻力饱和值的系数，单位为MPa。应力的表达式为：式中，σ*＝cs*；σ0＝cs0，s0为s的初始值。c是材料参数，在恒定应变率下表示为：结构参数：确定仿真模型所需的球栅阵列装联结构的结构参数，包括焊点间间距、焊球直径、焊球阵列数目、托起高度以及非全阵列。图2为球栅阵列器件有限元仿真结构示意图。环境参数：确定仿真的温顿循环剖面。试验的环境参数主要依据ESCC-Q-70-08a标准中描述的热循环剖面，高加速试验下温度循环条件确定为-55℃～100℃，温度变化范围为-55℃～100℃，初始温度设定为室温22℃，零应力温度设定为焊料63Sn37Pb的熔点温度183℃，温度变化速率不超过10℃/min，极限温度保持15min，每个循环1小时，温度循环剖面如图3中所示。步骤二：建立平均粘塑性应变能密度增量模型平均粘塑性应变能密度增量模型参考IPC-SM-785《表面贴装焊接的加速试验指南》标准中提出的表面焊点的疲劳寿命的能量法则描述，如下式：ΔWave＝k1×pk2×Dk3×Lk4×(ΔT)k5×tk6式中，k1、k2、k3、k4为待定系数；p为焊球间距；D为焊球直径；L为器件尺寸；△T为温度范围；t为半周期沉浸时间；其中，p、D、L、ΔT、t在计算过程中，需先进行归一化。由确定仿真相关参数，建立有限元模型，并进行有限元仿真。选取单元格，这里选择装联结构边角处的危险焊点作为分析单元。设定参数矩阵，进行参数化仿真，得到参数矩阵对应的平均粘塑性应变能密度增量矩阵。基于多元回归理论，对平均粘塑性应变能密度增量模型进行参数拟合，拟合出待定系数k1、k2、k3、k4，得到平均粘塑性应变能密度增量ΔWave模型。步骤三：建立球栅阵列器件装联结构的热疲劳寿命预测模型装联结构的热疲劳寿命预测模型选择使用Darveaux等人提出的基于能量的裂纹扩展寿命预测模型。模型公式为：式中，k1、k2、k3、k4为待定系数；N0为初始裂纹循环数；ΔWave为平均粘塑性应变能密度增量；a是断裂特征长度；da/dN是裂纹扩展速率；Nf是寿命循环数。其中，该模型中k1、k2、k3、k4采用的是英制单位，计算过程中需要进行单位的换算。仿真得到的平均累积粘塑性应变能密度增量ΔWave的单位是兆帕，需要除以0.006895转变成磅/平方英寸。同时，裂纹长度a的通用单位毫米需要除以25.4转换成英寸。通过步骤二中仿真得到的平均粘塑性应变能密度增量，结合通过试验或其他途径得到装联结构焊点的裂纹扩展数据，对Darveaux基于能量的裂纹扩展寿命预测模型中的k1、k2、k3、k4进行拟合，得到寿命循环数Nf的表达式，即装联结构的热疲劳寿命预测模型。步骤四：建立宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验分级评价方案将Darv本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种针对宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验分级评价方法，其特征在于：该方法考虑了温度应力作为分级评价参考因素，在球栅阵列器件装联结构寿命预测模型的基础上，根据型号的不同轨道高度和应用年限，基于疲劳累计损伤理论，建立了其装联工艺的温度循环试验分级评价方法。/n步骤一：确定器件的封装结构、材料及相关参数/n步骤二：建立平均粘塑性应变能密度增量模型/n步骤三：建立球栅阵列器件装联结构的热疲劳寿命预测模型/n步骤四：建立宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验分级评价方案。/n
【技术特征摘要】
1.一种针对宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验分级评价方法，其特征在于：该方法考虑了温度应力作为分级评价参考因素，在球栅阵列器件装联结构寿命预测模型的基础上，根据型号的不同轨道高度和应用年限，基于疲劳累计损伤理论，建立了其装联工艺的温度循环试验分级评价方法。
步骤一：确定器件的封装结构、材料及相关参数
步骤二：建立平均粘塑性应变能密度增量模型
步骤三：建立球栅阵列器件装联结构的热疲劳寿命预测模型
步骤四：建立宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验分级评价方案。
2.根据权力要求1所述的一种针对宇航用球栅阵列器件装联工艺的温度循环试验分级评价方法，其特征在于：步骤三中的建立球栅阵列器件装联结构的热疲劳寿命预测模型，其具体过程如下：
通过步骤二中仿真得到的平均粘塑性应变能密度增量，结合通过试验或其他途径得到装联结构焊点的裂纹扩展数据，对Darveaux基于能量的裂纹扩展寿命预测模型进行拟合，得到寿命循环数Nf的表达式，即装联结构的热疲劳寿命预测模型。
【专利技术属性】
技术研发人员：付桂翠，杨伯睿，王晔，冷红艳，万博，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11
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