本发明涉及一种航天液体发动机试验装置及其降温方法，具体涉及一种单组元姿轨控发动机身部降温装置及方法；解决单组元发动机首次启动前身部环境温度‑5～0℃的要求，在试验过程中需要耗费大量人力和物力，且温度控制精度较低；当试验过程中发生异常情况时，密闭的试验舱不利于推进剂及燃气的排出，试验舱内聚集的燃气也不利于试验后处理的技术问题。该单组元姿轨控发动机身部降温装置包括包括涡流机构和产品围罩机构；本发明还提供了一种单组元姿轨控发动机身部降温方法，实现在试验过程中减少人力和物力并提升温度控制精度，试验后方便处理推进剂及燃气，并满足单组元发动机在低温环境下的冷启动特性。