一种适用于太空场景的CoPoS与卫星PCB集成封装结构的制作方法

本发明属于半导体先进封装、航天电子电路，具体涉及光电共封装（copos）与卫星印制电路板（pcb）异质集成封装技术，尤其适用于低轨道卫星、星上计算节点、星载宽频通信等极端太空环境下的高速光电一体化封装产品。

背景技术：

1、随着低轨道卫星组网规模持续扩张，星载设备已从传统通信中继设备演变为具备超高算力的轨道数据中心，对单链路1.6t及以上超高速光电传输、大电流供电、长寿命可靠运行提出严苛要求。目前行业主流采用光电共封装（copos/cpo）技术缩短信号传输路径，降低高速信号损耗与整机功耗，但将常规copos架构直接应用于太空场景时，存在三大核心技术瓶颈。

2、第一，热机械失效问题。太空轨道昼夜温差可达-180℃～+150℃，copos玻璃中介层、卫星pcb、半导体芯片三者热膨胀系数（cte）差异较大，反复温度循环会产生剧烈层间剪切应力，进而引发界面开裂、微凸块及bga焊点疲劳断裂，造成封装结构整体失效。现有技术仅采用单一基材做简单cte匹配，无法适配超宽温域的热形变补偿需求。

3、第二，宇宙辐射干扰问题。太空环境中存在大量高能射线、带电粒子，常规封装壳体无法有效阻挡粒子穿透，易引发芯片逻辑翻转、高频信号异常，产生单粒子效应（see），严重时导致星载设备瞬时停机。传统航天电子多采用局部涂层屏蔽、表层金属屏蔽方式，屏蔽效能有限，无法对copos光电模组形成全域密闭防护。

4、第三，大电流供电损耗问题。星载计算芯片需千安培级大电流供电，现有卫星pcb普遍采用多层水平布线结构，导电路径长，供电回路压降（irdrop）与发热问题突出，电压跌落超标，难以保障大功率芯片稳定工作。同时，常规copos与卫星pcb采用分体式组装方式，整体体积大、重量高，不利于小型化卫星集成应用。

5、此外，太空卫星在轨运行过程中，振动、温变还会造成光纤耦合位置偏移，导致光链路损耗上升；传统太空封装仅采用被动防护手段，无法实时监测封装内部温度、应力状态，不具备故障主动补偿能力，进一步限制了星载高速光电系统的服役寿命与运行可靠性。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种适用于太空场景的copos与卫星pcb集成封装结构，通过多结构协同设计，同时实现热应力缓冲、抗辐射、大电流低损耗供电、高精度光互连、状态实时监测与动态补偿，满足低轨道卫星极端环境使用需求。

2、本发明的目的是通过以下技术方案实现：

3、一种适用于太空场景的copos与卫星pcb集成封装结构，包括：

4、主板组件，包括主板pcb，所述主板pcb上开设有容置槽以及若干光纤导引通孔；

5、厚铜供电组件，嵌装于所述容置槽内；

6、copos光电共封装模组，包括玻璃中介层、asic芯片以及多个硅光子引擎，所述asic芯片与所述硅光子引擎通过微凸块倒装集成于所述玻璃中介层的表面，所述玻璃中介层内部设有玻璃通孔，所述玻璃通孔内成型有垂直互连针；

7、梯度cte应力缓冲层，设置于所述copos光电共封装模组与所述主板pcb之间，包括采用msap精细线路工艺制备的载板，所述载板的热膨胀系数介于所述玻璃中介层的热膨胀系数与所述主板pcb的热膨胀系数之间，所述载板内部设有与所述垂直互连针对应导通的缓冲针，且所述载板的底面设有多个三维弹性导电针脚，用于与所述主板pcb电性连接；

8、屏蔽盖，密封罩设于所述copos光电共封装模组的外侧并与所述主板pcb固定连接，形成密闭防护腔室；

9、光纤导引定位组件，包括装配于所述光纤导引通孔内的弹性应力释放治具，用于引导光纤并释放应力；

10、原位感测单元，设置于所述copos光电共封装模组外侧的所述主板pcb上，用于采集封装结构内部的温度和/或机械应力数据，并将所述数据反馈至所述asic芯片。

11、作为本发明的进一步改进，其中，所述厚铜供电组件为纯度≥99.99%的实心铜块或铜合金导电块，厚度≥100μm，所述厚铜供电组件的上端穿过所述梯度cte应力缓冲层并直接抵接所述asic芯片的底面，形成长度≤1mm的垂直直连供电路径。

12、作为本发明的进一步改进，其中，所述载板的热膨胀系数为10~15ppm/℃，所述玻璃中介层的热膨胀系数为3.0~3.5ppm/℃，所述主板pcb的热膨胀系数为16~22ppm/℃。

13、作为本发明的进一步改进，其中，所述三维弹性导电针脚的针高为80±5μm，针高均一性≤±3μm，单针导通电阻≤0.03ω，整体共面度≤8μm，且所述三维弹性导电针脚能够实现±30μm的双向形变补偿。

14、作为本发明的进一步改进，其中，所述屏蔽盖由钨、钽、金单质金属或其复合合金材料制成，所述屏蔽盖与所述主板pcb之间通过太空级耐辐射导热胶实现全周连续密封贴合，整体气密性≤1×10-9pa·m³/s，且所述屏蔽盖对10mev质子的屏蔽效能≥35db。

15、作为本发明的进一步改进，其中，所述原位感测单元包括薄膜型热敏电阻和精密应变计，其采样频率为10hz，温度检测精度±0.5℃，应变分辨率0.1με。

16、作为本发明的进一步改进，其中，所述主板pcb的底部设有bga焊球，且所述主板pcb、所述原位感测单元及部分bga焊球的外侧包覆有绝缘保护胶形成的封装保护层，所述绝缘保护胶的绝缘电阻≥10¹²ω·cm。

17、作为本发明的进一步改进，其中，所述垂直互连针的孔径≤20μm，所述缓冲针成型于孔径为25~30μm的微盲孔内，且所述微盲孔与所述玻璃通孔的对位偏差≤±2μm。

18、作为本发明的进一步改进，其中，所述光纤导引定位组件中的所述弹性应力释放治具为氟橡胶材质，与所述光纤导引通孔内壁及所述光纤外壁间隙配合，且所述光纤通过uv胶固化定型，光学对位精度±1μm，光信号插入损耗≤0.3db。

19、一种适用于太空场景的copos与卫星pcb集成封装结构的制备方法，包括以下步骤：

20、步骤1、制备主板pcb，在所述主板pcb上加工容置槽和光纤导引通孔；

21、步骤2、将厚铜供电组件嵌入所述容置槽并固定；

22、步骤3、制备copos光电共封装模组，将asic芯片和硅光子引擎倒装集成于加工有垂直互连针的玻璃中介层表面；

23、步骤4、制备梯度cte应力缓冲层，在载板上加工缓冲针并装配三维弹性导电针脚；

24、步骤5、将所述copos光电共封装模组与所述梯度cte应力缓冲层通过热压接合，使所述垂直互连针与所述缓冲针对应导通；

25、步骤6、安装光纤导引定位组件，将光纤穿过所述光纤导引通孔并装配弹性应力释放治具；

26、步骤7、安装屏蔽盖，并通过耐辐射导热胶密封固定；

27、步骤8、在所述主板pcb上集成原位感测单元，并进行bga植球和绝缘保护胶包覆。

28、采用上述技术方案，具有以下有益效果：

29、1、通过设置梯度cte应力缓冲层（载板cte为10~15ppm/℃，介于玻璃中介层3.0~3.5ppm/℃与主板pcb16~22ppm/℃之间），构建线性热膨胀系数过渡结构，有效消除了多材料界面的热失配应力；配合三维弹性导电针脚（可实现±30μm双向形变补偿），动态吸收太空-180℃~+150℃超宽温域冷热交变产生的水平与垂直剪切应力，从根本上避免层间开裂和焊点疲劳断裂，可顺利通过100次极端热循环测试。

30、2、采用钨、钽、金等重金属或复合合金制成的全周密封屏蔽盖，替代传统局部涂层屏蔽，形成全域密闭防护腔，对10mev质子的屏蔽效能达到35db以上，有效阻隔高能粒子和宇宙射线，显著降低单粒子翻转、单粒子闩锁等辐射失效风险，满足卫星长寿命在轨工作要求。

31、3、采用纯度≥99.99%的实心铜块作为厚铜供电组件，垂直嵌装于主板容置槽内，直接抵接asic芯片底面，构建长度≤1mm的直连式垂直供电路径，替代传统多层水平布线，可稳定承载千安培级大电流，供电ir压降控制在30mv以内，大幅降低供电损耗和发热，提升芯片供电稳定性。

32、4、通过玻璃中介层内孔径≤20μm的垂直互连针和载板内高精度微盲孔缓冲针的对应互连，大幅缩短光电信号传输路径，配合高频阻抗偏差≤±5ω、回波损耗≤-15db的精细控制，稳定支撑1.6t及以上超高带宽信号传输，满足星载高速数据处理需求。

33、5、在光纤导引通孔内装配氟橡胶弹性应力释放治具，可动态缓冲卫星在轨振动和温变引起的光纤拉扯与偏移应力，保证光纤光学对位精度±1μm，插入损耗≤0.3db，振动后损耗漂移不超过0.05db，有效避免光纤折损和耦合偏移。

34、6、集成由热敏电阻和应变计组成的原位感测单元，实时采集封装内部温度与应力数据（精度±0.5℃，分辨率0.1με），并反馈至asic芯片进行动态参数分析和故障补偿，实现全生命周期健康监测与主动容错控制，提升在轨服役可靠性。