CN116209149A - 一种宇航用高可靠cbga装联焊点结构及其制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种宇航用高可靠CBGA装联焊点结构及其制备方法，其中，该结构包括：陶瓷管壳、印制板、有机胶和多个焊点单元；其中，所述陶瓷管壳通过多个焊点单元与所述印制板相连接；相邻焊点单元之间的间隙填充有机胶。本发明显著提高了焊点的抗热疲劳损伤能力，满足宇航领域的高可靠应用需求。
Description
技术领域
本发明属于电子元器件封装技术领域，尤其涉及一种宇航用高可靠CBGA装联焊点结构及其制备方法。
背景技术
电子元器件的集成化、小型化发展对于封装提出高引出密度的要求，BGA封装底部的焊球阵列形式引出端很好的满足这一要求，此外它的引脚长度缩短了传输路径距离从而改善电路性能，安装焊接方便且有自对准效应生产效率高，在民用与国防各领域获得了广泛应用。宇航等高可靠领域倾向于应用CBGA，这是由于其采用了陶瓷外壳、金属盖板气密封装，CBGA封装具有气密性好、化学性能稳定、耐湿性能好、绝缘阻抗高、材料不易释气与分解等优势。
装联应用时，CBGA封装的焊球通过焊料与印制板连接后形成最终焊点。图1给出了宇航用典型CBGA装联焊点的结构示意图，由于宇航领域对于焊点有铅化有明确要求，从焊料到焊球均为有铅焊料。
如图1所示，在CBGA封装的陶瓷基板底部焊盘上使用Pb37Sn63焊料植Pb90Sn10的焊球，后续电装过程中在印制板上涂覆Pb37Sn63的焊膏并经回流焊形成最终焊点。因此，一个完整的CBGA焊点由三层不同成分的铅锡合金构成，连接陶瓷基底与焊球的共晶铅锡合金(Pb37Sn63)、高熔点的高铅铅锡合金球(Pb90Sn10)和连接印制板板焊盘与焊球的共晶铅锡合金(Pb37Sn63)。CBGA封装由于陶瓷管壳与有机材质印制板之间的热膨胀系数差异明显，导致装联焊点在温度循环(冲击)等存在温度反复变化的环境试验与服役应用过程中承受来自管壳与印制板之间热失配产生的热应力，在应力反复作用下焊料发生金属学变化和疲劳损伤，最终导致裂纹的萌生与扩展，焊点失效。上述的CBGA装联焊点中的Pb90Sn10高铅焊球在植球及电装过程中不熔化，而两侧的Pb37Sn63经历重熔过程，这样可以保证焊接形成的焊点具有一定高度，应力释放空间较大，可以在一定程度上缓解由于CBGA与印制板热失配作用在焊点上的热应力。尽管如此，焊点装联结构中与陶瓷管壳或印制板连接的Pb37Sn63焊料作为整个焊点中的薄弱部位，在经受温度周期变化带来的热应力时仍容易开裂失效，无法满足宇航等高可靠应用领域对于长寿命焊点的要求。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种宇航用高可靠CBGA装联焊点结构及其制备方法，显著提高了焊点的抗热疲劳损伤能力，满足宇航领域的高可靠应用需求。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种宇航用高可靠CBGA装联焊点结构，包括：陶瓷管壳、印制板、有机胶和多个焊点单元；其中，所述陶瓷管壳通过多个焊点单元与所述印制板相连接；相邻焊点单元之间的间隙填充有机胶。
上述宇航用高可靠CBGA装联焊点结构中，每个焊点单元包括第一Pb36Sn62Ag2焊料层、Pb90Sn10焊球和第二Pb36Sn62Ag2焊料层；其中，所述第一Pb36Sn62Ag2焊料层通过所述Pb90Sn10焊球和所述第二Pb36Sn62Ag2焊料层焊接；所述第一Pb36Sn62Ag2焊料层与所述陶瓷管壳焊接；所述第二Pb36Sn62Ag2焊料层与所述印制板焊接。
上述宇航用高可靠CBGA装联焊点结构中，所述焊点单元的形状为近似圆柱形。
上述宇航用高可靠CBGA装联焊点结构中，有机胶的膨胀系数与Pb36Sn62Ag2焊料的膨胀系数相等。
一种宇航用高可靠CBGA装联焊点结构制备方法，包括：将第一Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏印刷至陶瓷管壳的管壳焊盘上；采用置球工装将Pb90Sn10焊球放置于陶瓷管壳的管壳焊盘上；采用分区加热的回流焊工艺熔化第一Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏进行植球，得到完成植球的CBGA；采用网板将第二Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏涂覆至印制板上；将完成植球的CBGA水平贴装于印制板上，将Pb90Sn10焊球与第二Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏接触，采用回流焊工艺对贴装后的印制板进行焊接，使得第二Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏熔化并与Pb90Sn10焊球和印制板焊盘形成连接。
上述宇航用高可靠CBGA装联焊点结构制备方法中，还包括：将有机胶填充于相邻焊点单元之间的间隙。
上述宇航用高可靠CBGA装联焊点结构制备方法中，采用丝网印刷的方法将第一Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏印刷至陶瓷管壳的管壳焊盘上。
上述宇航用高可靠CBGA装联焊点结构制备方法中，在分区加热的回流焊工艺中，分为升温区、预热区、活化区、回流区和冷却区；其中，在升温区，温度为25℃～100℃，时间为60～90s；在预热区，温度为100℃～150℃，时间为60～90s；在活化区，温度为150℃～183℃，时间为30～60s；在回流区，温度大于等于183℃，其中，峰值温度为210℃～230℃；时间为60～90s；在冷却区，降温速率为2～4℃/s。
上述宇航用高可靠CBGA装联焊点结构制备方法中，完成植球的CBGA包括陶瓷管壳、每个焊点单元中的第一Pb36Sn62Ag2焊料层和每个焊点单元中的Pb90Sn10焊球。
上述宇航用高可靠CBGA装联焊点结构制备方法中，Pb90Sn10焊球相对于印制板焊盘的偏移量不应超出印制板焊盘直径的10％。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)本发明采用Pb36Sn62Ag2焊料作为连接焊球与管壳、焊球与印制板的焊点材料，通过降低焊点材料的蠕变速率极大地降低了焊点的热疲劳损伤。
(2)本发明通过控制焊料用量优化焊点形状，降低焊点承受的应力集中水平，减缓热疲劳损伤。
(3)本发明采用Pb36Sn62Ag2焊料，符合宇航应用的有铅化要求，且焊接温度与宇航常用的Pb37Sn63焊料接近，工艺兼容匹配性良好。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1是现有技术的典型CBGA焊点结构示意图；
图2是本发明实施例提供的焊膏厚度0.15mm焊点金相剖切示意图；
图3是本发明实施例提供的焊膏厚度0.15mm焊点金相剖切另一示意图；
图4是本发明实施例提供的焊膏厚度0.13mm焊点金相剖切示意图；
图5是本发明实施例提供的PbSn焊料材质焊点金相剖切示意图(四角点环氧胶)；
图6是本发明实施例提供的PbSnAg焊料材质焊点金相剖切示意图；
图7是本发明实施例提供的底部填充焊点金相剖切示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
CBGA与PCB焊接后形成的焊点在温度变化过程中承受陶瓷管壳与有机基板的热失配应力，由于高铅焊球的抗疲劳损伤能力强，热疲劳损伤乃至开裂主要发生在连接焊球与焊盘的焊料处，本发明克服现有技术的不足，提供了一种高可靠的宇航用CBGA装联焊点结构，该焊点结构设计综合考虑了焊点形状、焊料选择以及焊点加固，并给出了形成该装联结构的制备工艺，显著提高了焊点的抗热疲劳损伤能力，满足宇航领域的高可靠应用需求。
图2是本发明实施例提供的焊膏厚度0.15mm焊点金相剖切示意图。如图2所示，该宇航用高可靠CBGA装联焊点结构，其特征在于包括：陶瓷管壳、印制板、有机胶和多个焊点单元；其中，所述陶瓷管壳通过多个焊点单元与所述印制板相连接；相邻焊点单元之间的间隙填充有机胶。
每个焊点单元包括第一Pb36Sn62Ag2焊料层、Pb90Sn10焊球和第二Pb36Sn62Ag2焊料层；其中，所述第一Pb36Sn62Ag2焊料层通过所述Pb90Sn10焊球和所述第二Pb36Sn62Ag2焊料层焊接；所述第一Pb36Sn62Ag2焊料层与所述陶瓷管壳焊接；所述第二Pb36Sn62Ag2焊料层与所述印制板焊接。
在CBGA植球与板上焊接时均采用Pb36Sn62Ag2焊料，形成Pb36Sn62Ag2焊料-Pb90Sn10焊球-Pb36Sn62Ag2焊料的“三明治”结构；焊球与两侧焊料平滑过渡呈近直柱形的焊点形状；焊点中空区域使用弹性模量高，膨胀系数与焊点接近的有机胶填充。
陶瓷管壳与印制板之间的装联焊点结构为Pb36Sn62Ag2-Pb90Sn10-Pb36Sn62Ag2“三明治”夹心对称结构，中间Pb90Sn10焊球与两侧陶瓷管壳与印制板的焊盘均采用Pb36Sn62Ag2焊料连接，且通过焊盘尺寸与焊料量的控制实现连接角度平滑，焊点整体呈现近直柱形。管壳与印制板中间焊点以外区域采用高弹性模量、膨胀系数与焊料相近的有机胶液进行填充。
CBGA焊点热疲劳损伤机理是温度变化过程中陶瓷管壳与有机印制板热膨胀不匹配形成剪切应变，作用在焊料上导致蠕变变形，多次作用累积损伤，主要发生在高铅焊料两侧的连接焊料位置。从降低应力水平和提升蠕变抗力两个角度能够有效减轻焊点的疲劳损伤，而应力水平受焊点形状和焊点加固影响显著，蠕变抗力受焊料材质影响显著，本发明采用控制焊点形状、科学加固焊点与优选焊料材质的方法提高焊点的热疲劳抗力。
Pb36Sn62Ag2焊料的蠕变速率显著低于Pb37Sn63焊料，利用Pb36Sn62Ag2焊料的低蠕变速率提高焊点的热疲劳抗力，且Pb36Sn62Ag2焊料符合宇航应用焊料的有铅化要求，焊接温度与Pb37Sn63相近，可以实现工艺兼容。
降低焊点承受的应力水平同样可以提升其热疲劳抗力，主要采用两种方法：一是通过控制焊盘尺寸以及植球与装联的焊料用量获得上述理想的近直柱形焊点形状，实现焊料到焊球的平滑形状过渡，降低“三明治”焊点两端焊料在温度变化过程中的应力集中水平，从而减缓热疲劳损伤发生的过程；二是在CBGA管壳与印制板焊点中空区域填充有机胶，使其分担原本仅有焊点承受的热失配剪切应变，从而减缓焊点的蠕变变形累积损伤。
本发明还提供了一种宇航用高可靠CBGA装联焊点结构制备方法，该方法包括如下步骤：
将第一Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏印刷至陶瓷管壳的管壳焊盘上；
采用置球工装将Pb90Sn10焊球放置于陶瓷管壳的管壳焊盘上；
采用分区加热的回流焊工艺熔化第一Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏进行植球，得到完成植球的CBGA；其中，完成植球的CBGA包括陶瓷管壳、每个焊点单元中的第一Pb36Sn62Ag2焊料层和每个焊点单元中的Pb90Sn10焊球；
采用网板将第二Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏涂覆至印制板上；
将完成植球的CBGA水平贴装于印制板上，将Pb90Sn10焊球与第二Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏接触，采用回流焊工艺对贴装后的印制板进行焊接，使得第二Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏熔化并与Pb90Sn10焊球和印制板焊盘形成连接。
具体的，1)对CBGA陶瓷外壳及植球焊盘进行外观检查，确保不存在影响植球质量的损伤缺陷，焊盘尺寸与焊球直径相当，采用丝网印刷的方法将Pb36Sn62Ag2焊膏印刷至管壳焊盘上，不同节距与焊盘尺寸应控制合适的焊膏量，保证形成可靠焊接点的同时又不发生桥连缺陷。
2)采用置球工装将Pb90Sn10高铅焊球放置于管壳焊盘上，控制焊球中心与焊盘中心位置的偏移量。
3)采用分区加热的回流焊工艺熔化Pb36Sn62Ag2焊料进行植球，分为升温区、预热区、活化区、回流区和冷却区，典型的回流焊工艺参数如表1表所示。
表1植球用典型回流焊工艺参数
4)对植球质量进行检测，包括焊球外观、焊球共面性和位置度、X射线空洞率检测等，确保植球质量满足后续装联要求。
5)选取宇航常用FR-4材质印制板进行装联，板上焊盘尺寸与管壳焊盘尺寸相当。检查印制板无氧化变色损伤污染等缺陷，印制板翘曲度符合装联要求，并对印制板预烘去潮。
6)使用网板对印制板进行焊膏涂覆，焊膏同样选取Pb36Sn62Ag2焊料，涂覆完成后应检查，确保无焊盘外露、焊膏塌落等缺陷。
7)将完成植球的CBGA水平贴装于印制板上，焊球与焊膏紧密接触，焊球相对于焊盘的偏移量不应超出焊盘直径的10％。采用回流焊工艺对贴装器件后的印制板进行焊接，确保Pb36Sn62Ag2焊料熔化并与Pb90Sn10焊球和印制板焊盘形成良好连接。表2给出了装联时推荐的回流焊温度曲线。
表2装联时回流焊温度曲线
为避免焊接过程中PCB板受热变形导致焊点产生缺陷，可采用固定工装确保印制板不发生翘曲或扭曲变形。
8)检查装联质量，包括焊点形态、偏移桥连、焊点内气孔、锡珠多余物等。确认没有质量问题后，使用异丙醇对装联后的印制板组件进行清洗，干燥后保存。
9)将有机胶液加热提高流动性，将焊有CBGA的印制板组件倾斜，使用点胶嘴从CBGA一侧边缘施加胶液，胶液利用毛细作用在焊点中空区域自动填充，直至在CBGA另一侧有胶液渗出，确保管壳底部胶液完全填充。在烘箱内加温固化，形成良好底部填充。
本发明通过控制焊盘尺寸与焊料用量形成良好焊点形状避免应力集中、使用低蠕变速率焊料降低焊点热疲劳损伤以及使用底部填充胶分担陶瓷管壳与印制板的热失配应力三种独立手段的联合应用，提升宇航用高可靠CBGA焊点结构的热疲劳变形抗力。为了进一步直观理解本发明，下面针对上述三个手段的独立实施效果进行比对说明，本发明综合上述三个手段，比各手段独立实施能够获取更大的抗热疲劳变形提升效果。
实施例1：近直柱形焊点形状减小应力集中
(1)检查CBGA575管壳及植球焊盘的外观，管壳焊盘节距1.27mm，焊盘直径0.72mm，丝网印刷Pb37Sn63焊膏至焊盘上，使用置球工装将0.76mm的Pb90Sn10焊球放置于管壳焊盘上，按照表1所示回流焊工艺进行焊接植球，并对植球质量进行检测，形成满足后续装联要求的CBGA管壳；
(2)选取FR-4印制板，板上焊盘尺寸与管壳底部焊盘尺寸相当，对印制板预烘去潮，使用网板进行焊膏涂覆，焊膏材料与植球焊料相同，为Pb37Sn63。为显示焊点形状影响应力集中程度进而导致热疲劳损伤抗力的差异，在两块印制板焊盘上采用0.15mm和0.13mm两种焊膏厚度进行涂覆。将CBGA管壳贴装于印制板焊盘上，采用表2的回流焊工艺进行焊接以形成良好焊点，为确保焊接过程中印制板不发生变形导致焊点缺陷采用工装对印制板进行固定。装联后检查焊装质量，并对印制板组件进行清洗。
(3)为了验证焊点形状导致热疲劳抗力的差异，对装联后的印制板组件开展温度循环试验，试验温度范围是-55℃～+100℃，温度变化速率不超过10℃/min，极限温度至少保持15min，每个循环1h。温度循环次数350次，然后对最外排焊点进行金相剖切，观察热疲劳损伤产生的裂纹情况，如图3和图4所示。
对比上述两种焊膏厚度形成的焊点，可见0.15mm厚焊膏形成的焊点呈现直柱形，没有明显的应力集中点，温度循环试验后开裂程度轻，而0.13mm厚焊膏形成的焊点在焊料与焊球连接处应力集中，后续温度循环试验后开裂程度重。
实施例2：PbSnAg焊料植球与焊装降低蠕变速率
(1)检查CBGA500管壳及植球焊盘的外观，管壳焊盘节距1.0mm，焊盘直径0.635mm，分别丝网印刷Pb36Sn62Ag2焊膏与Pb37Sn63至两只管壳的焊盘上，使用置球工装将0.65mm的Pb90Sn10焊球放置于管壳焊盘上，按照表1所示回流焊工艺进行焊接植球，并对植球质量进行检测，形成满足后续装联要求的CBGA管壳；
(2)选取FR-4印制板，板上焊盘尺寸与管壳底部焊盘尺寸相当，对印制板预烘去潮，使用网板进行焊膏涂覆，焊膏材料与植球焊料相同，分别对应为Pb36Sn67Ag2和Pb37Sn63，焊膏涂覆厚度均为0.13mm。将CBGA管壳贴装于印制板焊盘上，采用表2的回流焊工艺进行焊接以形成良好焊点，为确保焊接过程中印制板不发生变形导致焊点缺陷采用工装对印制板进行固定。装联后检查焊装质量，并对印制板组件进行清洗。
(3)为了考察焊料材质导致热疲劳抗力的差异，对装联后的印制板组件开展温度循环试验，试验温度范围是-55℃～+100℃，温度变化速率不超过10℃/min，极限温度至少保持15min，每个循环1h。温度循环次数300次，然后对最外排焊点进行金相剖切，观察热疲劳损伤产生的裂纹情况，如图5和图6所示。
对比上述两种焊料材质形成的焊点损伤情况，Pb36Sn62Ag2焊料由于自身更低的蠕变速率，在温度循环过程中产生的损伤显著低于Pb37Sn63焊料形成的焊点，具备更高的热疲劳抗力。
实施例3：使用底部填充胶分担陶瓷管壳与有机印制板的热失配应力
(1)检查CBGA500管壳及植球焊盘的外观，管壳焊盘节距1.0mm，焊盘直径0.635mm，丝网印刷Pb37Sn63至管壳的焊盘上，使用置球工装将0.65mm的Pb90Sn10焊球放置于管壳焊盘上，按照表1所示回流焊工艺进行焊接植球，并对植球质量进行检测，形成满足后续装联要求的CBGA管壳；
(2)选取FR-4印制板，板上焊盘尺寸与管壳底部焊盘尺寸相当，对印制板预烘去潮，使用网板进行焊膏涂覆，焊膏材料为Pb37Sn63，焊膏涂覆厚度为0.13mm。将CBGA管壳贴装于印制板焊盘上，采用表2的回流焊工艺进行焊接以形成良好焊点，为确保焊接过程中印制板不发生变形导致焊点缺陷采用工装对印制板进行固定。装联后检查焊装质量，并对印制板组件进行清洗。焊装两块印制板组件，分别采用四角点环氧胶和底部填充有机胶的方式进行加固。
(3)为了考察底部填充导致热疲劳抗力的差异，对装联后的印制板组件开展温度循环试验，试验温度范围是-55℃～+100℃，温度变化速率不超过10℃/min，极限温度至少保持15min，每个循环1h。温度循环次数300次，然后对最外排焊点进行金相剖切，观察热疲劳损伤产生的裂纹情况，对比情况如图5和图7所示。
对比可见，使用有机胶底部填充的焊点，由于分担了陶瓷管壳与有机印制板之间的热失配应力，降低了作用在焊点上的剪切力，使得焊点具备更高的热疲劳抗力。
本发明采用Pb36Sn62Ag2焊料作为连接焊球与管壳、焊球与印制板的焊点材料，通过降低焊点材料的蠕变速率极大地降低了焊点的热疲劳损伤；本发明通过控制焊料用量优化焊点形状，降低焊点承受的应力集中水平，减缓热疲劳损伤；本发明采用Pb36Sn62Ag2焊料，符合宇航应用的有铅化要求，且焊接温度与宇航常用的Pb37Sn63焊料接近，工艺兼容匹配性良好。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
Claims (10)
1.一种宇航用高可靠CBGA装联焊点结构，其特征在于包括：陶瓷管壳、印制板、有机胶和多个焊点单元；其中，
所述陶瓷管壳通过多个焊点单元与所述印制板相连接；
相邻焊点单元之间的间隙填充有机胶。
2.根据权利要求1所述的宇航用高可靠CBGA装联焊点结构，其特征在于：每个焊点单元包括第一Pb36Sn62Ag2焊料层、Pb90Sn10焊球和第二Pb36Sn62Ag2焊料层；其中，
所述第一Pb36Sn62Ag2焊料层通过所述Pb90Sn10焊球和所述第二Pb36Sn62Ag2焊料层焊接；
所述第一Pb36Sn62Ag2焊料层与所述陶瓷管壳焊接；
所述第二Pb36Sn62Ag2焊料层与所述印制板焊接。
3.根据权利要求1所述的宇航用高可靠CBGA装联焊点结构，其特征在于：所述焊点单元的形状为近似圆柱形。
4.根据权利要求2所述的宇航用高可靠CBGA装联焊点结构，其特征在于：有机胶的膨胀系数与Pb36Sn62Ag2焊料的膨胀系数相等。
5.一种宇航用高可靠CBGA装联焊点结构制备方法，其特征在于包括：
将第一Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏印刷至陶瓷管壳的管壳焊盘上；
采用置球工装将Pb90Sn10焊球放置于陶瓷管壳的管壳焊盘上；
采用分区加热的回流焊工艺熔化第一Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏进行植球，得到完成植球的CBGA；
采用网板将第二Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏涂覆至印制板上；
将完成植球的CBGA水平贴装于印制板上，将Pb90Sn10焊球与第二Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏接触，采用回流焊工艺对贴装后的印制板进行焊接，使得第二Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏熔化并与Pb90Sn10焊球和印制板焊盘形成连接。
6.根据权利要求5所述的宇航用高可靠CBGA装联焊点结构制备方法，其特征在于还包括：将有机胶填充于相邻焊点单元之间的间隙。
7.根据权利要求5所述的宇航用高可靠CBGA装联焊点结构制备方法，其特征在于：采用丝网印刷的方法将第一Pb36Sn62Ag2焊料层对应的Pb36Sn62Ag2焊膏印刷至陶瓷管壳的管壳焊盘上。
8.根据权利要求5所述的宇航用高可靠CBGA装联焊点结构制备方法，其特征在于：在分区加热的回流焊工艺中，分为升温区、预热区、活化区、回流区和冷却区；其中，
在升温区，温度为25℃～100℃，时间为60～90s；
在预热区，温度为100℃～150℃，时间为60～90s；
在活化区，温度为150℃～183℃，时间为30～60s；
在回流区，温度大于等于183℃，其中，峰值温度为210℃～230℃；时间为60～90s；
在冷却区，降温速率为2～4℃/s。
9.根据权利要求5所述的宇航用高可靠CBGA装联焊点结构制备方法，其特征在于：完成植球的CBGA包括陶瓷管壳、每个焊点单元中的第一Pb36Sn62Ag2焊料层和每个焊点单元中的Pb90Sn10焊球。
10.根据权利要求5所述的宇航用高可靠CBGA装联焊点结构制备方法，其特征在于：Pb90Sn10焊球相对于印制板焊盘的偏移量不应超出印制板焊盘直径的10％。
Priority Applications (1)
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| CN202211604434.3A CN116209149A (zh) | 2022-12-13 | 2022-12-13 | 一种宇航用高可靠cbga装联焊点结构及其制备方法 |
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