大功率GaN芯片封裝的設計與熱分析

張杰， 禹勝林， 馬美銘， 王雨壯

(南京信息工程大學，南京 210014)

0 前言

當前，大功率航空航天電子器件向著微型化、高性能化、高度集成化發展，導致器件單位體積內發熱量越來越大[1]。如果溫度過高，電子元器件的失效率會呈指數倍爆增，因此對于電子元器件來說，封裝的散熱和芯片熱應力問題就變得至關重要。相關研究表明，在飛行器上，每增加1 kg的質量，航天器的成本就會增加50 000英鎊。對于衛星來說更甚，每增加1 g就會增加高額的成本[2]。同時，如果封裝的密封性不好，會造成內部化學污染，加速對內部器件的腐蝕，引起繼電器功能失效，影響封裝的可靠性[3]。

傳統的鎢銅，鉬銅合金封裝，雖然熱學性能良好，但是密度過大且進行自動化封裝時難以保證其封裝的氣密性，不滿足航天器件封裝的發展趨勢。為了獲得熱學性能優越且密度小的電子封裝材料，許多研究者采用新型的制作工藝將Al與低膨脹系數顆粒混合形成新型封裝材料。楊培勇等人[4]采用粉末冶金液相燒結工藝制備了Si-50%Al(質量分數)電子封裝材料。Osprey Metal公司[5]采用了噴射沉積技術及后續加工技術研制出了CE系列(Controlled Expansion線膨脹系數可控)高硅鋁基電子封裝材料，其中包含CE7(Al-70%Si)、CE11(Al-50%Si)、CE17(Al-27%Si)等。硅鋁合金封裝除了具備優良的熱學性能之外，其密度僅為鎢銅鉬銅合金的五分之一。與此同時，它的電鍍性、成形性、機加工性、焊接性也十分的優良，能夠很好的解決器件加工和密封性問題，符合當前航空航天技術的發展趨勢。當前，許多學者對各種可能影響芯片可靠性的因素進行了一系列研究。紀宣等人[6]研究了在溫度載荷下，GaAs功率芯片共晶焊熱應力分析。蔣長順等人[7]分析了芯片/基板之間的幾何體結構參數對應力的影響。劉涵雪等人[8]研究了大功率芯片封裝工藝技術的粘接層可靠性評價，通過基于能量的Darveaux方法對粘接層壽命進行預測。孫磊等人[9]研究了3D封裝芯片焊點的可靠性有限元分析，模擬了三位封裝焊點在熱循環載荷下的應力，解釋封裝結構薄弱區域。相對而言，對于整體的封裝結構研究較少。

文中主要采用高硅鋁合金材料，設計一種新型的適用于航空航天的大功率芯片電子器件封裝，其包括外部殼體和內部的芯片組件部分。外部殼體采用硅鋁合金材料，具有低膨脹系數、高熱導率、低密度的特點，使得封裝的熱學性能更加的優越[10],模型內部的基板使得芯片散熱性能更好。利用ANSYS軟件對整體封裝進行建模，在相同的溫度載荷下，通過對模型不同基板作用下芯片的可靠性進行分析，為大功率航空航天芯片的封裝設計提供理論依據。

1 有限元分析仿真

1.1 有限元建模

封裝模型的殼體部分主要采用性能優良的高硅鋁合金。模型由下到上依次為第一層CE7(Al-70%Si)，尺寸為12 mm×12 mm×1 mm。第二層材料CE11(Al-50%Si)，此層為“回字形”結構，外部尺寸為12 mm×12 mm×3 mm，內部尺寸為10 mm×10 mm×3 mm。第三層為CE17(Al-27%Si)，尺寸12 mm×12 mm×0.2 mm。芯片和基板位于第二層材料腔體內，各層尺寸由上到下依次為：芯片尺寸3 mm×3 mm×0.1 mm，AuSn焊料尺寸3 mm×3 mm×0.08 mm，基板尺寸9.8 mm×9.8 mm×0.5 mm，SnPb焊料尺寸9.8 mm×9.8 mm×0.05 mm，基板和模型的第一層材料以SnPb焊料相連，以此建立模型。模型切面圖如圖1所示。模型中芯片采用氮化鎵材料，基板依次使用AlN，Al2O3，聚四氟乙烯(PTFE)3種材料，建立3種封裝模型。各層材料的特性參數見表1[2]。

圖1 模型剖面示意圖

表1 模型材料熱性能參數

1.2 網格劃分

ANSYS Workbench軟件中網格劃分技術主要分為四面體劃分法(Tetrahedrons)、自動劃分法(Automat-ic)、笛卡爾法(Cartesian)、六面體主體法(Hex Dominant)等[11]。最常用的網格劃分方法是四面體和六面體劃分，該模型采用六面體劃分法進行模型網格的劃分，同時設置網格的大小為0.5 mm，生成有限元網格模型，如圖2所示。

圖2 網格劃分

1.3 施加載荷

文中主要是對模型進行熱分析，施加溫度載荷參照美國標準MIL-STD-883C，條件如圖3所示。施加的溫度范圍是-55～125 ℃[12]，將溫度載荷施加在芯片上，同時設置10 ℃/min上升或下降，當溫度到達最大或最小時保持30 min，經過10個溫度循環[13]，對比芯片所受的熱應力、熱應變情況。

圖3 溫度循環加載

2 結果分析

2.1 等效塑性應變

等效塑性應變(Equivalentelastic strain)是用來確定材料經過強化后屈服面的位置的物理量，通過這一參數，可以找到其塑性屈服后應變狀態對應的等效應力和此時結構的空間應力狀態，可以為模型的可靠性提供依據[14]。

根據圖4及表2的數據可以看出，在等效塑性應變方面，最大塑性應變出現芯片接近頂角的位置，當AlN作為模型的基板時，模型的應變最小為137.71 nm，Al2O3次之，基板為PTFE時最大，為422.54 nm。從塑性應變的角度來說，以AlN為基板的模型可靠性要優于其他2種模型。

表2 模型等效塑性應變 nm

圖4 芯片等效塑性應變

2.2 等效應力

等效應力(Equivalent stress)是應力和初始屈服強度的比值，當材料所受的最大拉應力達到材料所能承受的最大值，則材料斷裂，從這一參量可以很直觀的看出模型的在溫度載荷的作用下的受力情形[15]。根據圖5中模型中芯片應力的分布情況可以看出，芯片所受到的熱應力主要集中在接近4個頂角的位置。從表3的數據可以看出，在等效應力方面，當基板材料為AlN時，芯片所受應力最小為28.838 MPa。Al2O3為基板時次之。當基板為PTFE時，芯片所受到的應力值為87.916 MPa，為3種模型中最大，約為前兩種模型的3倍。

表3 模型等效應力比較 MPa

圖5 芯片等效應力

由3種模型中芯片熱應力情況可以得出，AlN作為模型的基板材料時，由于AlN的熱學性能優于其他2種材料，使模型中芯片的散熱性更好。當施加相同的溫度載荷后，芯片所受到的應力最小，可靠性更高。

3 結論

(1)所設計的大功率GaN封裝模型，通過ANSYS workbench仿真軟件，經過10個溫度載荷，得出模型中GaN芯片的最大應變和最大應力出現在芯片接近于4個頂角的位置。

(2)3種模型中，以AlN為基板的模型，芯片受到的應力為28.838 MPa，應變為137.71 nm，皆為3種模型中的最小。在相同的條件下，從更優越的等效塑性應變值及更低的等效應力值，可以看出AlN為基板時，模型相較于其他2種模型擁有更加好的可靠性，更加適合大功率GaN芯片的封裝。

(3)文中設計的高硅鋁合金電子封裝，在具有鎢銅、鉬銅封裝材料的高熱導率、低熱膨脹系數的特性之外，還具有低密度且機加工性好的特點。使得航空航天電子封裝在保持原有的優良特性之外，能夠在一定程度上減輕封裝器件的質量，減少成本。由于其加工性良好，更易于加工焊接，符合當今航天電子器件封裝的發展趨勢，為新型電子復合材料封裝提供了一定的數據支持。