b'\n_START_ARTICLE_\n\xc3\x93rbita geoestacionaria\n_START_SECTION_\nLimitaciones pr\xc3\xa1cticas\n_START_PARAGRAPH_\nAunque una \xc3\xb3rbita geoestacionaria deber\xc3\xada mantener a un sat\xc3\xa9lite en una posici\xc3\xb3n fija sobre el ecuador, las perturbaciones orbitales causan deriva lenta pero constante alej\xc3\xa1ndolo de su localizaci\xc3\xb3n geoestacionaria. Los sat\xc3\xa9lites corrigen estos efectos mediante maniobras de estacionamiento (orbital station-keeping). La vida \xc3\xbatil de los sat\xc3\xa9lites depende de la cantidad de combustible que tienen y gastan en estas maniobras. Por ejemplo, el hecho de que el ecuador de la tierra no sea perfectamente circular sino ligeramente el\xc3\xadptico causa una p\xc3\xa9rdida en la longitud de la \xc3\xb3rbita de los sat\xc3\xa9lites que se corrige aumentando su velocidad en hasta 2 m/s por a\xc3\xb1o (Soop 1983); esta cantidad se puede convertir en una cantidad de propelente usando la ecuaci\xc3\xb3n de Tsiolkovski.'